JPH04110600A - 軽量ミサイル誘導システム - Google Patents
軽量ミサイル誘導システムInfo
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- JPH04110600A JPH04110600A JP90408509A JP40850990A JPH04110600A JP H04110600 A JPH04110600 A JP H04110600A JP 90408509 A JP90408509 A JP 90408509A JP 40850990 A JP40850990 A JP 40850990A JP H04110600 A JPH04110600 A JP H04110600A
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- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
［０００１］
［卒業上の利用分野］
本発明はミサイル誘導システムに関する。さらに特に、
本発明は軽量のキラーロケットのための誘導システムに
関する。本発明はここで特定の応用のために示された実
施例に関連して記載されるが、本発明がそこに限定され
ないことは理解されるべきである。当業者およびここに
提供された教示にアクセスする者は、本発明の範囲内お
よび本発明が非常に有効である付加的な分野内の付加的
な変形、応用および実施例を認めるであろう。 ［０００２］
本発明は軽量のキラーロケットのための誘導システムに
関する。本発明はここで特定の応用のために示された実
施例に関連して記載されるが、本発明がそこに限定され
ないことは理解されるべきである。当業者およびここに
提供された教示にアクセスする者は、本発明の範囲内お
よび本発明が非常に有効である付加的な分野内の付加的
な変形、応用および実施例を認めるであろう。 ［０００２］
最近の戦術アセスメントでは、衛星の重要な本来の脅威
の可能性の改善が必要とされてきた。結果として、多数
の提案が考慮されて衛星の脅威を解決してきた。１つの
このような提案は、対衛星能力を与えるためのキラーロ
ケット（ＫＫＶＳ）の使用を含む。キラーロケットは４
０乃至３００ポンドの重さの軽量ロケットである。これ
らの装置はエキソ大気操作のなめに設計され、そして搭
載された推進力と誘導システムとを有する。推進システ
ムはロケットを毎秒２乃至２０キロメートルの範囲の速
度に加速する。それ故にキラーロケットは、弾頭を有し
ていないという点で従来のミサイルとは異なっている。 代わりにロケットの破壊能力は、送り出しによって運動
エネルギの重要な負荷を目標に出力することによって提
供される。明らかに所定の使命のための効果的な操作は
、約±１／２メートルの′誤まった距離′ に関連して
計測される正確な誘導を提供することができるシステム
を必要とするであろう。 ［０００３］
の可能性の改善が必要とされてきた。結果として、多数
の提案が考慮されて衛星の脅威を解決してきた。１つの
このような提案は、対衛星能力を与えるためのキラーロ
ケット（ＫＫＶＳ）の使用を含む。キラーロケットは４
０乃至３００ポンドの重さの軽量ロケットである。これ
らの装置はエキソ大気操作のなめに設計され、そして搭
載された推進力と誘導システムとを有する。推進システ
ムはロケットを毎秒２乃至２０キロメートルの範囲の速
度に加速する。それ故にキラーロケットは、弾頭を有し
ていないという点で従来のミサイルとは異なっている。 代わりにロケットの破壊能力は、送り出しによって運動
エネルギの重要な負荷を目標に出力することによって提
供される。明らかに所定の使命のための効果的な操作は
、約±１／２メートルの′誤まった距離′ に関連して
計測される正確な誘導を提供することができるシステム
を必要とするであろう。 ［０００３］
キラーロケットに対してこれまで考慮されてきた誘導技
術は、環状レーザジャイロスコープタイプの慣性計測装
置を備えた赤外線探索装置の使用を含む。この方法は、
従来の比例航法の使用を企図する。この方法は大きなＫ
ＫＶｓに対して実行できるように現れるカミそれに関し
である制限を有すると信じられてＵ）る。 まず最初にコストの問題である。環状レーザジャイロは
高価でデリケートな装置である。ＫＫＶ （すなわち、
゛′スマートロックス（ｓｍａｒｔ ｒｏｃｋｓ ）
” ）内の慣性計測装置内の環状レーザジャイロの使
用は、衛星の脅威に対するＫＫＶの答えを実行するコス
トを実質上高くするであろう。 ［０００４］ さらに、そしておそらくはより著しく、少なくとも１桁
ＫＫＶｓの寸法および重さをさらに減少する可能性を表
すための努力が進められている。これらの装置は重さが
約４乃至１０ポンドであるように企図される。各ＫＫＶ
の重さの大幅な減少は、これらの装置を軌道内に配置す
る際のコストを非常に減少するであろう。環状レーザジ
ャイロによって、使命を達成するためには、すなわち上
述の程度の正確さでＫＫＶに対する誘導を提供するため
には、何かしらの問題が生じる。 環状レーザジャイロの製造技術の現状は、寸法および重
さの所望される減少を可能にするのに十分な径小さいＩ
ＭＵを製造することを可能にしない。 ［０００５］ したがって、２乃至２０Ｋｒｎ／秒程度の速度において
誤差±１／２メートル程度の精度である４乃至１０ポン
ドのＫＫＶ 用の軽量の高価でない誘導システムのた
めの技術が必要とされる。 ［０００６］
術は、環状レーザジャイロスコープタイプの慣性計測装
置を備えた赤外線探索装置の使用を含む。この方法は、
従来の比例航法の使用を企図する。この方法は大きなＫ
ＫＶｓに対して実行できるように現れるカミそれに関し
である制限を有すると信じられてＵ）る。 まず最初にコストの問題である。環状レーザジャイロは
高価でデリケートな装置である。ＫＫＶ （すなわち、
゛′スマートロックス（ｓｍａｒｔ ｒｏｃｋｓ ）
” ）内の慣性計測装置内の環状レーザジャイロの使
用は、衛星の脅威に対するＫＫＶの答えを実行するコス
トを実質上高くするであろう。 ［０００４］ さらに、そしておそらくはより著しく、少なくとも１桁
ＫＫＶｓの寸法および重さをさらに減少する可能性を表
すための努力が進められている。これらの装置は重さが
約４乃至１０ポンドであるように企図される。各ＫＫＶ
の重さの大幅な減少は、これらの装置を軌道内に配置す
る際のコストを非常に減少するであろう。環状レーザジ
ャイロによって、使命を達成するためには、すなわち上
述の程度の正確さでＫＫＶに対する誘導を提供するため
には、何かしらの問題が生じる。 環状レーザジャイロの製造技術の現状は、寸法および重
さの所望される減少を可能にするのに十分な径小さいＩ
ＭＵを製造することを可能にしない。 ［０００５］ したがって、２乃至２０Ｋｒｎ／秒程度の速度において
誤差±１／２メートル程度の精度である４乃至１０ポン
ドのＫＫＶ 用の軽量の高価でない誘導システムのた
めの技術が必要とされる。 ［０００６］
この技術上の必要性は、本発明の軽量ミサイルターミナ
ル誘導システムによってアドレスされる。本発明の誘導
システムは、ミサイルからターゲットまでの視線とミサ
イルを通って延在する縦軸との間の第１の角度を示す第
１の信号を与えるための探査装置を具備する。探査装置
はまた、ミサイルを通って延在する縦軸とミサイルと飛
行物体間の視線との第２の角度を示す第２の信号を与え
る。プロセッサは、第１および第２角度からの、ミサイ
ルからターゲットまでの視線とミサイルから飛行物体ま
での視線の間の視線角度を計算する。ターミナル誘導サ
ブシステムは、視線角度からのターゲット迎撃用の、そ
れへの応答においてミサイルの速度ベクトルを変化する
ための推進システムによって使用される加速命令を計算
する。 ［０００７］ 本発明のシステムは、ジャイロスコープまたは通常の測
定ユニットなしで、比例宇宙航法すなわちターミナル誘
導を与える。故に本発明のターミナル誘導システムは、
通常のターミナル誘導技術とは別の小型で、高精度で、
低価格で、軽量のシステムを提供する。 ［０００８］
ル誘導システムによってアドレスされる。本発明の誘導
システムは、ミサイルからターゲットまでの視線とミサ
イルを通って延在する縦軸との間の第１の角度を示す第
１の信号を与えるための探査装置を具備する。探査装置
はまた、ミサイルを通って延在する縦軸とミサイルと飛
行物体間の視線との第２の角度を示す第２の信号を与え
る。プロセッサは、第１および第２角度からの、ミサイ
ルからターゲットまでの視線とミサイルから飛行物体ま
での視線の間の視線角度を計算する。ターミナル誘導サ
ブシステムは、視線角度からのターゲット迎撃用の、そ
れへの応答においてミサイルの速度ベクトルを変化する
ための推進システムによって使用される加速命令を計算
する。 ［０００７］ 本発明のシステムは、ジャイロスコープまたは通常の測
定ユニットなしで、比例宇宙航法すなわちターミナル誘
導を与える。故に本発明のターミナル誘導システムは、
通常のターミナル誘導技術とは別の小型で、高精度で、
低価格で、軽量のシステムを提供する。 ［０００８］
説明される実施例および典型的な応用は、本発明の有効
な技術を開示するなめに添付図面を参照にして記述され
る。 ［０００９］ 探査装置に固定された物体の比例航法は、結合物体の角
度とトラッキングエラー角度による視線角度の測定に依
存する。本発明は、新しいターミナル誘導システムおよ
び宇宙空間における迎撃のための方法を提供する。本発
明は、ターゲッ■開平４−１１０６００ （５） トと同時に星を追跡できる探査装置を使用するとき、ジ
ャイロスコープの必要性を不要にする。本発明の方法（
゛′比比例宇宙航法上呼ぶ）は、ターミナル誘導のため
に必要な慣性基準を与えるために固定された星を使用す
る。 ［００１０１ 新しい研究は、宇宙空間内のターゲットを非常に高い最
終速度（１０乃至２０Ｋｍ／秒）で、比較的小さく低価
格のキラーロケットを使用して迎撃することが実際的で
あることが示されている。これらのロケットは、高速度
でターゲ・ノドに単純衝突することによって、弾頭なし
にそれらのターゲットを破壊する。命中し破壊する特性
は、探査装置およびジャイロスコープの精度のための操
縦要因のための非常に正確なターミナル誘導を必要とす
る。最近の考慮中の軽量迎撃機の特性は、軽量ジャイロ
スコープの限界された精度によって決定される。比例宇
宙航法は、慣性視線比を測定するためのイメージセンサ
（探査装置）を使用することによってジャイロスコープ
の必要をなくしている。ジャイロスコープを除去するこ
とによって、ミサイル全体の費用および質量の著しい減
少を可能にし、したがって軌道発射の高費用を軽減する
。 ［００１１］ 図１は、通常の比例航法ターミナル誘導技術の説明図で
ある。比例航法（およびその多数の変形）は、ミサイル
とターゲットの視線角度およびその時間導関数の測定に
よって行われる。幾つかの宇宙迎撃機の設計は固定され
た本体と、ミサイルの縦軸９′（照準規正器）から外れ
ているミサイル１０′からターゲット１２′ までの視
線角度（ε）を測定するための赤外線イメージセンサと
を使用する。慣性空間に関してはミサイル１０′の飛行
姿勢（θ）は、ジャイロを基礎のした姿勢基準システム
を使用することによって決定される。図１に示されるよ
うに、これらの角度を結合すると視線角度（σ）が決定
される。視線角度は、任意の慣性構造に関して決定され
ることができる。各種の誘導機構はどのくらい視線が回
転されるか（σ′）を決定するための視線角度をフィル
タしまたは微分する。ミサイル誘導法則は、最後にはミ
サイルをターゲットに衝突させるミサイル加速命令を決
定するためにこれらの視線比を使用する。比例航法は、
これを実行するために必要なミサイルの加速を計算する
。非加速ターゲットの場合において、式は以下のように
表される。 ［００１２］ 但し、Ａｏｍｄ＝視線に垂直なミサイル加速命令Ａ＝航
法利得 ■ ＝ミサイルのターゲットに対する最終速度σ′＝ミ
サイルのターゲットに対する視線比第２図は、迎撃機ミ
サイル１０′ を固定された通常の本体用のターミナル
誘導システム１４′のブロック図を示す。システム１４
′は探査装置１６′ を含む。探査装置１６′は、照準
規正器から外れた真のターゲットの角度εを表すターゲ
ット１２′からエネルギを受信する典型的な赤外線探査
装置である。探査装置は、測定された雑音を有する照準
規正器から外れた感知されたターゲット角度を表す信号
εｍｅａｓを計算するプロセッサ（図示せず）を具備す
る。探査装置１６′の出力は、加算装置１８′によって
飛行姿勢基準システム２２′ を通ってジャイロスコー
プ２０′の出力と加算される。感知される角速度Ｗはジ
ャイロスコープ２０’によってω□。ａ８となり、飛行
姿勢基準システム２２′によって積分され、感知された
物体の方位θｍｅａｓが計算される。故に、探査装置１
６′からの測定は、加算装置１８′によって感知された
物体の方位θ と加算され、ターゲットの視線測定σ
ｍｅａｓが与えられる。 ｅａｓ （実際には、加算する動作は探査装置プロセッサ（図示
せず）によって実行される。） ターミナル誘導フィルタ２４′は初期値および最終速度
を要素に入れ、ミサイルの質量中心２８′を通って作用
するスラスタ−２６′の組のための加速命令Ａ。ｍｄを
計算し、ターゲット１２′に命中するために必要なミサ
イル１０’の速度ベクトルにおける変化を与える。 ［００１３］ ジャイロスコープエラーがσ についての雑音を支配
するならば、フィルタｅａｓ 方法を有するシステムの特性を改良し得ることは僅かで
あることが経験的に判っている。これはシステム設計で
強制的に妥協しても良い。 ［００１４］ 図３は、本発明の比例宇宙航法概念を示す図である。本
発明の目的のなめに、ミサイル１０から星（またはその
他の飛行物体）１３までの視線１１は、本質的に慣性固
定される（回転しない）。探査装置が幾つかの星を見る
ことができるならば、探査装置は通常のシステムにおい
てジャイロスコープによって別の方法で与えられる慣性
基準を供給することができる。ターゲット１２が太陽に
よって照射されてし）るミッションにおいて、可視イメ
ージセンサは星を基準にした慣性基準を供給し、同時に
ターゲットを追跡することができる。星１３に対する視
線１１とターゲット１２に対する視線１５の間の視線角
度σは、ジャイロスコープ出力を調べることなしに追跡
者によって測定されることができる。付加されたプレミ
アムは、ジャイロスコープと探査装置の間の不整合の影
響が最小とされることである。 ［００１５］ すなわち、整合時間および比率の問題は、誘導がジャイ
ロスコープにもはや依存しないとき軽減する。一方ジャ
イロスコープはまだ、ターミナル誘導のために必要とさ
れない飛行姿勢制御フィードバックおよびロール方位の
ために、必要とされるであろう。 ［００１６］ 図４は、本発明の技術によって形成されたターミナル誘
導システム１４のブロック図を示す。 ［００１７］ 探査装置１６′は、星およびターゲットを飛行姿勢的に
決定することができなければならず、したがって好まし
い実施例において可視または紫外線センサである。図５
に示すように、探査装置１６および加算装置１８は、大
きい開口の可視センサ１７およびプロセッサ１９によっ
て構成されることができる。探査装置１６は、照準規正
器９から外れた真のターゲットの視線角度εと、照準規
正器９がら外れた真の星の視線角度δを組合わせるデー
タの多重フレームを処理し、ターゲットと星の間をきち
んと区別し視線角度σを計算する。これは、探査装置プ
ロセッサ１９内のソフトウェアとして構成された通常の
イメージ処理技術を使用して実行される。 好ましい実施例において、プロセッサ１９はまた、通常
の算数にしたがってターゲットと星を認識別しゲートす
るためのソフトウェアを含む。さらに、本発明の原理か
ら逸脱することなしに、この目的のために星座図は使用
されることができる。いづれにせよ、ターゲットのゲー
トおよび星のゲートは、同時にそして独立して追跡され
る。 ［００１８］ 本発明にしたがって、単一の星からのデータはミサイル
ピッチとニー（ｙａｗ ）情報を与えるための通常の方
法において処理される。したがって、各星は２つの視線
角度δを与える。これは、２次元の視線角度σを与える
。視線角度σの第３の次元は、照準規正器９から外れた
ターゲットの視線角度εがら推論されるピッチおよびニ
ーデータによって与えられる。２つの星からのデータは
、ミサイルロールの方位を与えるための通常の方法にお
いて処理される。幾つかの星が同時に追跡されるならば
、改良された慣性基準は同様の角度位置を平均すること
によって計算されることができる。基準において角度の
不定性は、追跡される星の数がｎであるときｎ−１／２
として変化する。 ［００１９］ したがって測定される視線角度σ はターミナル誘導
フィルタ２６に与えられｅａｓ 通常の方法において上述のミサイルのスラスタ−２６の
ための加速命令を与えるために処理される。 ［００２０１ ミサイルによって見られる星の可能性は、探査装置の感
度の関数である。人間は、６等星の明るさの星を見るこ
とができる。残念ながら、この明るさである星は天体全
体で５０００個以下である。狭い視野（例えば、１°×
１°）を有する探査装置の視野内に一つが入る見込みは
小さい。典型的な探査装置は２０ｃｍの開口を有し、肉
眼の数百倍の光収集能力を提供する。したがって、可視
スペクトルで動作するミサイル探査装置は９等または１
０等の大きさの衛星を観察することを予測される。ウォ
ルター〇、トリスコール氏およびウィリアムヴーアン氏
による文献（”Ｈａｎｄｂｏｏｋ Ｏｆ ０ｐｔｉｃ
ｓ ” 、 マグロ−ヒル社、ニーニーＢ−り、３乃至
７ｏ頁。 １９７８年）によると、１０等の大きさまたは明るさの
ほぼ３２４．０００個の衛星が存在する。したがって、
狭い視界の探査装置（１°×１°）であっても通常視界
中に数十等の大きさの星が存在する。平均と比較すると
少数の星を有する空のエリアがある。これが問題である
場合、本発明を実現するために視界中に適当な星が存在
することを保証するために軌道形状を使用することがで
きる。 ［００２１］ 大気の外側における長い設置期間、視線は著しく回転し
、探査装置は視界中のターゲットを保持するために常時
回転することができる。これは追跡されている星を視界
の外に通過させる。全ての星は同様に良好な慣性基準で
あるため、別の星が既に追跡されている限りこれに関し
て問題はない。このようにして、視線は大きく回転する
ことが可能であり、一方慣性基準は星から星に移動され
る。これは、複雑な星が不要なことを示す。追跡装置は
、対象を慣性基準として使用するためにそれが星である
ことを決定することだけを必要とする。 ［００２２］ 探査装置は星の背景に対してターゲットを捕捉し、衝突
まで連続的な角度更新を行うことができなければならな
い。補捉時にターゲットは複数の星と共に視界に現れる
。ターゲットは多数の方法によってこれらの星と区別さ
れることができる。点火制御は、探査装置により認めら
れる星に対するターゲットの予測位置のマツプを提供す
ることができる。このようなマツプは、ターゲットが既
知の星に対応しない対象であったと想定することによっ
てミサイルがターゲットを発見することを可能にする。 また相対的な運動および強度成長はどの対象がターゲッ
トであるかを決定する方法として使用されることができ
る。ターゲットが決定されると、他の対象は全て星であ
ると想定される。追跡される星が多くなるとそれだけ、
誘導に提供される慣性基準は良好になる。 ［００２３］ このような正確な星ベースの慣性マツプにより、ジャイ
ロスコープを完全に排除することができる。可視波長帯
域の探査装置は、星のマツプを監視し、中間コース誘導
中に既知の星の位置を連続的に追跡することによって方
位情報を提供するために使用されることができる。探査
装置のフレーム速度が十分に高い場合、星の追跡角度情
報はまた姿勢制御システムを速度フィードバックさせる
ために使用されることができる。探査装置がミサイルの
ロール軸に沿って向いた場合、視界中の固定された星の
測定された角速度δ′はミサイルのヨーおよびピッチ速
度に対応する。探査装置の視界が十分に大きい場合、視
界を中心にして回転する視界のエツジ付近の星を監視す
ることによってロール方位およびロール速度を感知する
ことが可能になる。 ［００２４］ 探査装置からの本体速度の品質は複数の要因に依存する
。フィルタ処理が実行されなければ、速度は簡単な数字
上の微分によって計算されることができる。これは、結
果的に探査装置フレーム速度を半分にするようなりＣか
らのホワイト速度雑音になる。探査装置がｆヘルツのフ
レーム速度で更新し、δ の任意の１ｅａｎ サンプルの精度がσ、で与えられると仮定する。単一の
サイド化されたパワースペクトル密度ＰＳＤはピッチお
よびヨー本体速度だけに対して計算されることができる
： （半径７秒）２／ヘルツの単位において、ここでｎ
は追跡された星の数である。 ［００２５］ ロール速度測定は視界のエツジ付近の星の有効性に依存
しているため、これを定量化することは困難である。視
界において見られる星が多くなるため、いくつかのもの
は視界のエツジ近くに位置する。可視的な星は通常視界
の反対側に存在すると想定すると、ロールチャンネル速
度雑音のパワースペクトル密度は視界の関数（ＦＯＶ）
として計算が容易である。（半径７秒）２／ヘルツの単
位において、 １／２ ＰＳＤ ＝ｓ ｉｎ （ＦＯＶ） ２ｃ ２
／ｆ ［３］ｒｏｌｌ
δ これはもちろん簡単化された計算である。少数の星が視
界中に存在する場合、視界のエツジ付近に星は存在しな
いないという可能性は無視される。 ［００２６］ 比例宇宙航法は実質的に大気性迎撃機における距離誤差
の主要な原因の１つを排除する。通常の誘導システムに
おいて、本体姿勢はジャイロスコープデータがら計算さ
れる。本体姿勢のランダム率は誘導時に限定係数である
ことができる。 例えば、カルマン誘導フィルタは補正されない雑音を除
去する際に良好である。 しかしながら、誘導フィルタは、更新から更新へ相関さ
れた信号として視線測定に対してランダムウオークの影
響を与え、それは雑音ではなく信号を表すと想定する。 比例宇宙航法の視線基準は帯域制限雑音にさらされるが
、それらはドリフトすることができない。比例宇宙航法
に関連したランダムウオーク現象はない。 ［００２７］ 以上、本発明はここでは特定の適用に対する特定の実施
例を参照して記載されている。当業者は本発明の技術的
範囲内において付加的な修正、適用および実施例を認識
するであろう。例えば、星の追跡およびターゲット追跡
は同じハードウェアにより行われる必要はない。例えば
探査装置が中間波赤外線領域中にある場合、明るい星は
ほとんどない。２０ｃｍの探査装置は空全体を横断する
１または２ダースの星しか発見することができない。こ
の場合、星の追跡だけを行うなめに付加される可視カメ
ラは赤外線探査装置を取付けることができ、さらに比例
宇宙航法が実行されることを可能にする。この場合の付
加的な探査装置の必要性は、それが多スペクトルターゲ
ット識別を行う能力を具備した追跡装置を備えているな
め有効である。さらに、システムは本発明の技術的範囲
を逸脱することなく他の天体または人口天体から慣性基
準を得るように設計されてもよい。 ［００２８］ したがって、添付された特許請求の範囲の各請求項は本
発明の技術的範囲内における任意および全てのこのよう
な適用、修正および実施例をカバーするものである。
な技術を開示するなめに添付図面を参照にして記述され
る。 ［０００９］ 探査装置に固定された物体の比例航法は、結合物体の角
度とトラッキングエラー角度による視線角度の測定に依
存する。本発明は、新しいターミナル誘導システムおよ
び宇宙空間における迎撃のための方法を提供する。本発
明は、ターゲッ■開平４−１１０６００ （５） トと同時に星を追跡できる探査装置を使用するとき、ジ
ャイロスコープの必要性を不要にする。本発明の方法（
゛′比比例宇宙航法上呼ぶ）は、ターミナル誘導のため
に必要な慣性基準を与えるために固定された星を使用す
る。 ［００１０１ 新しい研究は、宇宙空間内のターゲットを非常に高い最
終速度（１０乃至２０Ｋｍ／秒）で、比較的小さく低価
格のキラーロケットを使用して迎撃することが実際的で
あることが示されている。これらのロケットは、高速度
でターゲ・ノドに単純衝突することによって、弾頭なし
にそれらのターゲットを破壊する。命中し破壊する特性
は、探査装置およびジャイロスコープの精度のための操
縦要因のための非常に正確なターミナル誘導を必要とす
る。最近の考慮中の軽量迎撃機の特性は、軽量ジャイロ
スコープの限界された精度によって決定される。比例宇
宙航法は、慣性視線比を測定するためのイメージセンサ
（探査装置）を使用することによってジャイロスコープ
の必要をなくしている。ジャイロスコープを除去するこ
とによって、ミサイル全体の費用および質量の著しい減
少を可能にし、したがって軌道発射の高費用を軽減する
。 ［００１１］ 図１は、通常の比例航法ターミナル誘導技術の説明図で
ある。比例航法（およびその多数の変形）は、ミサイル
とターゲットの視線角度およびその時間導関数の測定に
よって行われる。幾つかの宇宙迎撃機の設計は固定され
た本体と、ミサイルの縦軸９′（照準規正器）から外れ
ているミサイル１０′からターゲット１２′ までの視
線角度（ε）を測定するための赤外線イメージセンサと
を使用する。慣性空間に関してはミサイル１０′の飛行
姿勢（θ）は、ジャイロを基礎のした姿勢基準システム
を使用することによって決定される。図１に示されるよ
うに、これらの角度を結合すると視線角度（σ）が決定
される。視線角度は、任意の慣性構造に関して決定され
ることができる。各種の誘導機構はどのくらい視線が回
転されるか（σ′）を決定するための視線角度をフィル
タしまたは微分する。ミサイル誘導法則は、最後にはミ
サイルをターゲットに衝突させるミサイル加速命令を決
定するためにこれらの視線比を使用する。比例航法は、
これを実行するために必要なミサイルの加速を計算する
。非加速ターゲットの場合において、式は以下のように
表される。 ［００１２］ 但し、Ａｏｍｄ＝視線に垂直なミサイル加速命令Ａ＝航
法利得 ■ ＝ミサイルのターゲットに対する最終速度σ′＝ミ
サイルのターゲットに対する視線比第２図は、迎撃機ミ
サイル１０′ を固定された通常の本体用のターミナル
誘導システム１４′のブロック図を示す。システム１４
′は探査装置１６′ を含む。探査装置１６′は、照準
規正器から外れた真のターゲットの角度εを表すターゲ
ット１２′からエネルギを受信する典型的な赤外線探査
装置である。探査装置は、測定された雑音を有する照準
規正器から外れた感知されたターゲット角度を表す信号
εｍｅａｓを計算するプロセッサ（図示せず）を具備す
る。探査装置１６′の出力は、加算装置１８′によって
飛行姿勢基準システム２２′ を通ってジャイロスコー
プ２０′の出力と加算される。感知される角速度Ｗはジ
ャイロスコープ２０’によってω□。ａ８となり、飛行
姿勢基準システム２２′によって積分され、感知された
物体の方位θｍｅａｓが計算される。故に、探査装置１
６′からの測定は、加算装置１８′によって感知された
物体の方位θ と加算され、ターゲットの視線測定σ
ｍｅａｓが与えられる。 ｅａｓ （実際には、加算する動作は探査装置プロセッサ（図示
せず）によって実行される。） ターミナル誘導フィルタ２４′は初期値および最終速度
を要素に入れ、ミサイルの質量中心２８′を通って作用
するスラスタ−２６′の組のための加速命令Ａ。ｍｄを
計算し、ターゲット１２′に命中するために必要なミサ
イル１０’の速度ベクトルにおける変化を与える。 ［００１３］ ジャイロスコープエラーがσ についての雑音を支配
するならば、フィルタｅａｓ 方法を有するシステムの特性を改良し得ることは僅かで
あることが経験的に判っている。これはシステム設計で
強制的に妥協しても良い。 ［００１４］ 図３は、本発明の比例宇宙航法概念を示す図である。本
発明の目的のなめに、ミサイル１０から星（またはその
他の飛行物体）１３までの視線１１は、本質的に慣性固
定される（回転しない）。探査装置が幾つかの星を見る
ことができるならば、探査装置は通常のシステムにおい
てジャイロスコープによって別の方法で与えられる慣性
基準を供給することができる。ターゲット１２が太陽に
よって照射されてし）るミッションにおいて、可視イメ
ージセンサは星を基準にした慣性基準を供給し、同時に
ターゲットを追跡することができる。星１３に対する視
線１１とターゲット１２に対する視線１５の間の視線角
度σは、ジャイロスコープ出力を調べることなしに追跡
者によって測定されることができる。付加されたプレミ
アムは、ジャイロスコープと探査装置の間の不整合の影
響が最小とされることである。 ［００１５］ すなわち、整合時間および比率の問題は、誘導がジャイ
ロスコープにもはや依存しないとき軽減する。一方ジャ
イロスコープはまだ、ターミナル誘導のために必要とさ
れない飛行姿勢制御フィードバックおよびロール方位の
ために、必要とされるであろう。 ［００１６］ 図４は、本発明の技術によって形成されたターミナル誘
導システム１４のブロック図を示す。 ［００１７］ 探査装置１６′は、星およびターゲットを飛行姿勢的に
決定することができなければならず、したがって好まし
い実施例において可視または紫外線センサである。図５
に示すように、探査装置１６および加算装置１８は、大
きい開口の可視センサ１７およびプロセッサ１９によっ
て構成されることができる。探査装置１６は、照準規正
器９から外れた真のターゲットの視線角度εと、照準規
正器９がら外れた真の星の視線角度δを組合わせるデー
タの多重フレームを処理し、ターゲットと星の間をきち
んと区別し視線角度σを計算する。これは、探査装置プ
ロセッサ１９内のソフトウェアとして構成された通常の
イメージ処理技術を使用して実行される。 好ましい実施例において、プロセッサ１９はまた、通常
の算数にしたがってターゲットと星を認識別しゲートす
るためのソフトウェアを含む。さらに、本発明の原理か
ら逸脱することなしに、この目的のために星座図は使用
されることができる。いづれにせよ、ターゲットのゲー
トおよび星のゲートは、同時にそして独立して追跡され
る。 ［００１８］ 本発明にしたがって、単一の星からのデータはミサイル
ピッチとニー（ｙａｗ ）情報を与えるための通常の方
法において処理される。したがって、各星は２つの視線
角度δを与える。これは、２次元の視線角度σを与える
。視線角度σの第３の次元は、照準規正器９から外れた
ターゲットの視線角度εがら推論されるピッチおよびニ
ーデータによって与えられる。２つの星からのデータは
、ミサイルロールの方位を与えるための通常の方法にお
いて処理される。幾つかの星が同時に追跡されるならば
、改良された慣性基準は同様の角度位置を平均すること
によって計算されることができる。基準において角度の
不定性は、追跡される星の数がｎであるときｎ−１／２
として変化する。 ［００１９］ したがって測定される視線角度σ はターミナル誘導
フィルタ２６に与えられｅａｓ 通常の方法において上述のミサイルのスラスタ−２６の
ための加速命令を与えるために処理される。 ［００２０１ ミサイルによって見られる星の可能性は、探査装置の感
度の関数である。人間は、６等星の明るさの星を見るこ
とができる。残念ながら、この明るさである星は天体全
体で５０００個以下である。狭い視野（例えば、１°×
１°）を有する探査装置の視野内に一つが入る見込みは
小さい。典型的な探査装置は２０ｃｍの開口を有し、肉
眼の数百倍の光収集能力を提供する。したがって、可視
スペクトルで動作するミサイル探査装置は９等または１
０等の大きさの衛星を観察することを予測される。ウォ
ルター〇、トリスコール氏およびウィリアムヴーアン氏
による文献（”Ｈａｎｄｂｏｏｋ Ｏｆ ０ｐｔｉｃ
ｓ ” 、 マグロ−ヒル社、ニーニーＢ−り、３乃至
７ｏ頁。 １９７８年）によると、１０等の大きさまたは明るさの
ほぼ３２４．０００個の衛星が存在する。したがって、
狭い視界の探査装置（１°×１°）であっても通常視界
中に数十等の大きさの星が存在する。平均と比較すると
少数の星を有する空のエリアがある。これが問題である
場合、本発明を実現するために視界中に適当な星が存在
することを保証するために軌道形状を使用することがで
きる。 ［００２１］ 大気の外側における長い設置期間、視線は著しく回転し
、探査装置は視界中のターゲットを保持するために常時
回転することができる。これは追跡されている星を視界
の外に通過させる。全ての星は同様に良好な慣性基準で
あるため、別の星が既に追跡されている限りこれに関し
て問題はない。このようにして、視線は大きく回転する
ことが可能であり、一方慣性基準は星から星に移動され
る。これは、複雑な星が不要なことを示す。追跡装置は
、対象を慣性基準として使用するためにそれが星である
ことを決定することだけを必要とする。 ［００２２］ 探査装置は星の背景に対してターゲットを捕捉し、衝突
まで連続的な角度更新を行うことができなければならな
い。補捉時にターゲットは複数の星と共に視界に現れる
。ターゲットは多数の方法によってこれらの星と区別さ
れることができる。点火制御は、探査装置により認めら
れる星に対するターゲットの予測位置のマツプを提供す
ることができる。このようなマツプは、ターゲットが既
知の星に対応しない対象であったと想定することによっ
てミサイルがターゲットを発見することを可能にする。 また相対的な運動および強度成長はどの対象がターゲッ
トであるかを決定する方法として使用されることができ
る。ターゲットが決定されると、他の対象は全て星であ
ると想定される。追跡される星が多くなるとそれだけ、
誘導に提供される慣性基準は良好になる。 ［００２３］ このような正確な星ベースの慣性マツプにより、ジャイ
ロスコープを完全に排除することができる。可視波長帯
域の探査装置は、星のマツプを監視し、中間コース誘導
中に既知の星の位置を連続的に追跡することによって方
位情報を提供するために使用されることができる。探査
装置のフレーム速度が十分に高い場合、星の追跡角度情
報はまた姿勢制御システムを速度フィードバックさせる
ために使用されることができる。探査装置がミサイルの
ロール軸に沿って向いた場合、視界中の固定された星の
測定された角速度δ′はミサイルのヨーおよびピッチ速
度に対応する。探査装置の視界が十分に大きい場合、視
界を中心にして回転する視界のエツジ付近の星を監視す
ることによってロール方位およびロール速度を感知する
ことが可能になる。 ［００２４］ 探査装置からの本体速度の品質は複数の要因に依存する
。フィルタ処理が実行されなければ、速度は簡単な数字
上の微分によって計算されることができる。これは、結
果的に探査装置フレーム速度を半分にするようなりＣか
らのホワイト速度雑音になる。探査装置がｆヘルツのフ
レーム速度で更新し、δ の任意の１ｅａｎ サンプルの精度がσ、で与えられると仮定する。単一の
サイド化されたパワースペクトル密度ＰＳＤはピッチお
よびヨー本体速度だけに対して計算されることができる
： （半径７秒）２／ヘルツの単位において、ここでｎ
は追跡された星の数である。 ［００２５］ ロール速度測定は視界のエツジ付近の星の有効性に依存
しているため、これを定量化することは困難である。視
界において見られる星が多くなるため、いくつかのもの
は視界のエツジ近くに位置する。可視的な星は通常視界
の反対側に存在すると想定すると、ロールチャンネル速
度雑音のパワースペクトル密度は視界の関数（ＦＯＶ）
として計算が容易である。（半径７秒）２／ヘルツの単
位において、 １／２ ＰＳＤ ＝ｓ ｉｎ （ＦＯＶ） ２ｃ ２
／ｆ ［３］ｒｏｌｌ
δ これはもちろん簡単化された計算である。少数の星が視
界中に存在する場合、視界のエツジ付近に星は存在しな
いないという可能性は無視される。 ［００２６］ 比例宇宙航法は実質的に大気性迎撃機における距離誤差
の主要な原因の１つを排除する。通常の誘導システムに
おいて、本体姿勢はジャイロスコープデータがら計算さ
れる。本体姿勢のランダム率は誘導時に限定係数である
ことができる。 例えば、カルマン誘導フィルタは補正されない雑音を除
去する際に良好である。 しかしながら、誘導フィルタは、更新から更新へ相関さ
れた信号として視線測定に対してランダムウオークの影
響を与え、それは雑音ではなく信号を表すと想定する。 比例宇宙航法の視線基準は帯域制限雑音にさらされるが
、それらはドリフトすることができない。比例宇宙航法
に関連したランダムウオーク現象はない。 ［００２７］ 以上、本発明はここでは特定の適用に対する特定の実施
例を参照して記載されている。当業者は本発明の技術的
範囲内において付加的な修正、適用および実施例を認識
するであろう。例えば、星の追跡およびターゲット追跡
は同じハードウェアにより行われる必要はない。例えば
探査装置が中間波赤外線領域中にある場合、明るい星は
ほとんどない。２０ｃｍの探査装置は空全体を横断する
１または２ダースの星しか発見することができない。こ
の場合、星の追跡だけを行うなめに付加される可視カメ
ラは赤外線探査装置を取付けることができ、さらに比例
宇宙航法が実行されることを可能にする。この場合の付
加的な探査装置の必要性は、それが多スペクトルターゲ
ット識別を行う能力を具備した追跡装置を備えているな
め有効である。さらに、システムは本発明の技術的範囲
を逸脱することなく他の天体または人口天体から慣性基
準を得るように設計されてもよい。 ［００２８］ したがって、添付された特許請求の範囲の各請求項は本
発明の技術的範囲内における任意および全てのこのよう
な適用、修正および実施例をカバーするものである。
【図１】
比例航法の通常のターミナル誘導技術の概略図。
【図２】
通常のターミナル誘導システムのブロック図。
【図３】
本発明の比例宇宙航法技術の概念上の図。
【図４１
本発明により可能にされたターミナル誘導システム１４
の概略的なブロック図。 【図５】 探査装置の１実施例。
の概略的なブロック図。 【図５】 探査装置の１実施例。
１０′・・・ミサイル、１２′・・・ターゲット、１４
′・・・ターミナル誘導システム、１６′・・・探査装
置、１８′・・・加算装置、２０ ’・・・ジャイロス
コープ、２２′・・・飛行姿勢基準システム、２４′・
・・ターミナル誘導フィルタ、２６′・・・スラスタ−
０
′・・・ターミナル誘導システム、１６′・・・探査装
置、１８′・・・加算装置、２０ ’・・・ジャイロス
コープ、２２′・・・飛行姿勢基準システム、２４′・
・・ターミナル誘導フィルタ、２６′・・・スラスタ−
０
【図１】
図面
【図２】
【図４】
［図５】
Claims (10)
- 【請求項１】ミサイルからターゲットまでの視線と前記
ミサイルの縦軸との間の第１の角度を示す第１の信号を
供給し、前記ミサイルの縦軸と天体との間の第２の角度
を示す第２の信号を供給する探査手段と、ミサイルから
ターゲットまでの視線とミサイルから天体までの視線と
の間の視線角度を前記第１および第２の角度から計算す
る処理手段と、前記視線角度から計算して加速命令を与
えるターミナル誘導手段と、前記加速命令に応答して前
記ミサイルの速度ベクトルを変更する推進手段とを具備
している軽量ミサイルターミナル誘導システム。 - 【請求項２】前記探査手段は可視的な探査装置である請
求項１記載の誘導システム。 - 【請求項３】前記探査手段は紫外線探査装置を具備して
いる請求項１記載の誘導システム。 - 【請求項４】前記処理手段は前記第１と第２の信号とを
区別する手段を具備している請求項１記載の誘導システ
ム。 - 【請求項５】前記処理手段は前記ターゲットを追跡し、
前記第１の信号を識別する手段を具備している請求項４
記載の誘導システム。 - 【請求項６】前記処理手段は前記天体を追跡し、前記第
２の信号を識別する手段を具備している請求項５記載の
誘導システム。 - 【請求項７】ミサイルからターゲットまでの視線と前記
ミサイルの縦軸との間の第１の角度を示す第１の信号を
供給し、前記ミサイルの縦軸と天体との間の第２の角度
を示す第２の信号を供給する可視探査装置を含む探査手
段と、ミサイルからターゲットまでの視線とミサイルか
ら天体までの視線との間の視線角度を前記第１および第
２の角度から計算し、前記第１と第２の信号とを区別す
る手段を具備し、前記区別する手段が前記ターゲットを
追跡し、前記第１の信号を識別する手段および前記天体
を追跡して前記第２の信号を識別する手段を具備してい
る処理手段と、 前記視線角度から計算して加速命令を与えるターミナル
誘導手段と、前記加速命令に応答して前記ミサイルの速
度ベクトルを変更する推進手段とを具備している軽量ミ
サイル。 - 【請求項８】（ａ）ミサイルからターゲットまでの視線
と前記ミサイルの縦軸との間の第１の角度を示す第１の
信号を供給し、前記ミサイルの縦軸と天体との間の第２
の角度を示す第２の信号を供給し、（ｂ）ミサイルから
ターゲットまでの視線とミサイルから天体までの視線と
の間の視線角度を前記第１および第２の角度から計算し
、（ｃ）前記視線角度から計算して加速命令を与え、（
ｄ）前記加速命令に応答して前記ミサイルの速度ベクト
ルを変更するステップを含む軽量ミサイル用ターミナル
誘導方法。 - 【請求項９】前記ステップ（ａ）は前記ミサイルの前記
縦軸と、前記ミサイルと前記天体と間の視線との間にお
ける複数の角度を示す複数の信号を供給するために複数
の天体を同時に追跡するステップを含む請求項８記載の
方法。 - 【請求項１０】前記ステップ（ａ）は前記第２の角度を
計算するために複数の角度を平均化するステップを含む
請求項９記載の方法。
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