JPH0545094A - 飛しよう体の誘導制御方法 - Google Patents
飛しよう体の誘導制御方法Info
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- JPH0545094A JPH0545094A JP3200317A JP20031791A JPH0545094A JP H0545094 A JPH0545094 A JP H0545094A JP 3200317 A JP3200317 A JP 3200317A JP 20031791 A JP20031791 A JP 20031791A JP H0545094 A JPH0545094 A JP H0545094A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ビームライディング方式において、ロケット
モータ噴煙の中を誘導レーザビームを透過させないで済
むようにする。 【構成】 飛しょう指令方向ａを中心にもち且つ機体１
１を取り囲む正三角形のそれぞれの頂部に相当する部位
に機体後方から誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3を照射
する。誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱光
ｄ1，ｄ2，ｄ3を機体外周の三つの受光センサ１２，１
３，１４でとらえ、散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3の入射角と誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置関係から飛しょう
指令方向と機体１１とのずれの修正に必要な軌道修正方
向Ｆを求めた上、インパルススラスタを作動させて飛し
ょう体４の軌道を修正する。
モータ噴煙の中を誘導レーザビームを透過させないで済
むようにする。 【構成】 飛しょう指令方向ａを中心にもち且つ機体１
１を取り囲む正三角形のそれぞれの頂部に相当する部位
に機体後方から誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3を照射
する。誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱光
ｄ1，ｄ2，ｄ3を機体外周の三つの受光センサ１２，１
３，１４でとらえ、散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3の入射角と誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置関係から飛しょう
指令方向と機体１１とのずれの修正に必要な軌道修正方
向Ｆを求めた上、インパルススラスタを作動させて飛し
ょう体４の軌道を修正する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ミサイル等の誘導飛し
ょう体の誘導制御方法とりわけビームライディング方式
の誘導制御方法に関する。
ょう体の誘導制御方法とりわけビームライディング方式
の誘導制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】ビームライディング方式の誘導制御方法
としては、例えば特開平２−２４２０９８号公報に示さ
れているように、誘導レーザビームと飛しょう体とのず
れの方向を機体後部のレーザレシーバで検知し、そのず
れの方向に応じて対応するインパルススラスタ等の軌道
修正手段を作動させることによって、飛しょう体が常に
誘導レーザビームの中心に沿うよう経路を修正しながら
飛しょうさせるようにしたものが知られている。
としては、例えば特開平２−２４２０９８号公報に示さ
れているように、誘導レーザビームと飛しょう体とのず
れの方向を機体後部のレーザレシーバで検知し、そのず
れの方向に応じて対応するインパルススラスタ等の軌道
修正手段を作動させることによって、飛しょう体が常に
誘導レーザビームの中心に沿うよう経路を修正しながら
飛しょうさせるようにしたものが知られている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の方
式では、誘導レーザビームを飛しょう体の後端部に向け
て照射するようにしているため、飛しょう体が加速のた
めに後方に排出するロケットモータ噴煙の中を誘導レー
ザビームを透過させる必要がある。しかも、ロケットモ
ータの噴煙は誘導レーザビームを吸収散乱させる特性を
有しているため、誘導レーザビームを飛しょう体側に確
実に伝達するためには、 （ａ）強力な誘導レーザビームを照射する。
式では、誘導レーザビームを飛しょう体の後端部に向け
て照射するようにしているため、飛しょう体が加速のた
めに後方に排出するロケットモータ噴煙の中を誘導レー
ザビームを透過させる必要がある。しかも、ロケットモ
ータの噴煙は誘導レーザビームを吸収散乱させる特性を
有しているため、誘導レーザビームを飛しょう体側に確
実に伝達するためには、 （ａ）強力な誘導レーザビームを照射する。
【０００４】（ｂ）誘導レーザビームを吸収散乱しにく
い特性の噴煙を排出するロケットモータを採用する。
い特性の噴煙を排出するロケットモータを採用する。
【０００５】（ｃ）飛しょう体の飛しょう経路を初期段
階で曲げておき、ロケットモータ噴煙を終末誘導時の誘
導レーザビームを遮らない空間に排出させる。
階で曲げておき、ロケットモータ噴煙を終末誘導時の誘
導レーザビームを遮らない空間に排出させる。
【０００６】等の種々の性能、運用上の制約を伴い、実
用化の上でなおも多くの課題を残している。
用化の上でなおも多くの課題を残している。
【０００７】さらに飛しょう体を軽量化する目的で多段
式とすることも可能ではあるが、分離後の使用済みロケ
ットモータが誘導レーザビームを遮ることになるため
に、上記と同様に性能、運用上の課題を有している。
式とすることも可能ではあるが、分離後の使用済みロケ
ットモータが誘導レーザビームを遮ることになるため
に、上記と同様に性能、運用上の課題を有している。
【０００８】加えて、従来の方式では、慣性基準に対す
るロール角が計測不能であるため、より高度な誘導のた
めにロール角制御まで行おうとするとロールジャイロ等
の機器を搭載しなければならず、コストおよび重量の増
加を招くこととなって好ましくない。
るロール角が計測不能であるため、より高度な誘導のた
めにロール角制御まで行おうとするとロールジャイロ等
の機器を搭載しなければならず、コストおよび重量の増
加を招くこととなって好ましくない。
【０００９】本発明は以上のような課題に着目してなさ
れたもので、特にロケットモータからの噴煙の影響を受
けることなくビームライディング方式を実現できるよう
にした誘導制御方法を提供しようとするものである。
れたもので、特にロケットモータからの噴煙の影響を受
けることなくビームライディング方式を実現できるよう
にした誘導制御方法を提供しようとするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の飛しょう体の誘
導制御方法においては、機体外周面の等分位置に機体の
外側に向かって放射状の視野をもつ複数の光検出器を備
えるとともに軌道修正手段を備えた飛しょう体を所定方
向に向けて発射させ、機体の外周には飛しょう指令方向
を中心にもち且つ機体を取り囲む正多角形の頂部に相当
する部位にそれぞれ機体後方から誘導レーザパルスを照
射し、前記誘導レーザパルスからの散乱光を前記複数の
光検出器でとらえて所定の演算を行うことにより、前記
飛しょう指令方向と機軸とのずれを修正するのに必要な
飛しょう体の軌道修正方向を求め、この軌道修正方向情
報に基づいて前記軌道修正手段を作動させることにより
飛しょう体を飛しょう指令方向に誘導することを特徴と
している。
導制御方法においては、機体外周面の等分位置に機体の
外側に向かって放射状の視野をもつ複数の光検出器を備
えるとともに軌道修正手段を備えた飛しょう体を所定方
向に向けて発射させ、機体の外周には飛しょう指令方向
を中心にもち且つ機体を取り囲む正多角形の頂部に相当
する部位にそれぞれ機体後方から誘導レーザパルスを照
射し、前記誘導レーザパルスからの散乱光を前記複数の
光検出器でとらえて所定の演算を行うことにより、前記
飛しょう指令方向と機軸とのずれを修正するのに必要な
飛しょう体の軌道修正方向を求め、この軌道修正方向情
報に基づいて前記軌道修正手段を作動させることにより
飛しょう体を飛しょう指令方向に誘導することを特徴と
している。
【００１１】上記の軌道修正手段としては、例えば機体
の外周の円周方向に沿ってジェット式のインパルススラ
スタ（サイドスラスタ）を複数列にわたって配置する。
の外周の円周方向に沿ってジェット式のインパルススラ
スタ（サイドスラスタ）を複数列にわたって配置する。
【００１２】
【作用】この方法によると、例えば機体の外側を取り囲
む正多角形を正三角形とし、この正三角形のそれぞれの
頂部に誘導レーザパルスが照射されるものとすると、誘
導レーザパルスは機体の側部を通過するために機体後方
に噴射されるロケットモータ噴煙によって誘導レーザパ
ルスが遮られることがない。
む正多角形を正三角形とし、この正三角形のそれぞれの
頂部に誘導レーザパルスが照射されるものとすると、誘
導レーザパルスは機体の側部を通過するために機体後方
に噴射されるロケットモータ噴煙によって誘導レーザパ
ルスが遮られることがない。
【００１３】そして、上記の誘導レーザパルスはロケッ
トモータの噴煙を受けなくても、大気中に存在する微粒
子（エアロゾル）によって吸収散乱することから、誘導
レーザパルスが光検出器の側方を通過するときに、その
誘導レーザパルスからの散乱光のうち各光検出器の方向
を指向する散乱光を各光検出器でとらえる。
トモータの噴煙を受けなくても、大気中に存在する微粒
子（エアロゾル）によって吸収散乱することから、誘導
レーザパルスが光検出器の側方を通過するときに、その
誘導レーザパルスからの散乱光のうち各光検出器の方向
を指向する散乱光を各光検出器でとらえる。
【００１４】一方、光検出器の受光面のどの部分で散乱
光を受光したかによって各光検出器の光軸中心（視野角
の中心線）に対する散乱光の入射角が特定され、この入
射角をもとに所定の演算を行うことで現在の飛しょう体
の機軸位置が特定され、さらには上記の正三角形の中心
すなわち飛しょう指令方向と機軸とのずれの方向が求め
られる。したがって、この情報を軌道修正手段に与えて
作動させることにより飛しょう体の機軸が飛しょう指令
方向に向けて軌道修正される。
光を受光したかによって各光検出器の光軸中心（視野角
の中心線）に対する散乱光の入射角が特定され、この入
射角をもとに所定の演算を行うことで現在の飛しょう体
の機軸位置が特定され、さらには上記の正三角形の中心
すなわち飛しょう指令方向と機軸とのずれの方向が求め
られる。したがって、この情報を軌道修正手段に与えて
作動させることにより飛しょう体の機軸が飛しょう指令
方向に向けて軌道修正される。
【００１５】
【実施例】図１および図２は本発明の一実施例を示す概
略説明図で、１はレーザパルス照射器２を含んでなる目
標捜索追尾装置３を有する発射機、４は発射機１から発
射されてビームライディング方式によって誘導されるミ
サイル等の誘導飛しょう体、５は目標である。
略説明図で、１はレーザパルス照射器２を含んでなる目
標捜索追尾装置３を有する発射機、４は発射機１から発
射されてビームライディング方式によって誘導されるミ
サイル等の誘導飛しょう体、５は目標である。
【００１６】目標捜索追尾装置３の目標追尾センサ６が
目標５をとらえると、目標捜索追尾装置３は目標５に対
して追尾ビーム７を照射して目標５の追尾を開始し、時
々刻々と変化する目標５の位置、速度等を計測してそれ
らの情報を未来位置（予想会合点）計算部８に送信す
る。未来位置計算部８では上記の目標５の位置、速度等
の情報をもとに未来位置を計算し、飛しょう体誘導のた
めの誘導レーザパルスを照射すべき方向の指示をレーザ
パルス照射器２に送るとともに、発射機１に対して飛し
ょう体４を発射すべき方向の指示を与える。そして、レ
ーザパルス照射器２から飛しょう指令方向ａに向けて誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が照射されるのに続いて
発射機１から飛しょう体４が発射され、飛しょう体４は
ビームライディング方式によって誘導される。
目標５をとらえると、目標捜索追尾装置３は目標５に対
して追尾ビーム７を照射して目標５の追尾を開始し、時
々刻々と変化する目標５の位置、速度等を計測してそれ
らの情報を未来位置（予想会合点）計算部８に送信す
る。未来位置計算部８では上記の目標５の位置、速度等
の情報をもとに未来位置を計算し、飛しょう体誘導のた
めの誘導レーザパルスを照射すべき方向の指示をレーザ
パルス照射器２に送るとともに、発射機１に対して飛し
ょう体４を発射すべき方向の指示を与える。そして、レ
ーザパルス照射器２から飛しょう指令方向ａに向けて誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が照射されるのに続いて
発射機１から飛しょう体４が発射され、飛しょう体４は
ビームライディング方式によって誘導される。
【００１７】上記の誘導レーザパルス照射器２は、図３
に示すように例えばＹＡＧレーザのレーザ発振器９とそ
の前段側に配置されたレーザパルス分配器１０とから構
成されており、図１および図４にも示すように飛しょう
体４の機体直径よりも十二分に大きく且つ飛しょう指令
方向ａを中心にもつ正三角形の頂部に相当する位置のそ
れぞれに誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3を断続的に放
射状に照射するものである。
に示すように例えばＹＡＧレーザのレーザ発振器９とそ
の前段側に配置されたレーザパルス分配器１０とから構
成されており、図１および図４にも示すように飛しょう
体４の機体直径よりも十二分に大きく且つ飛しょう指令
方向ａを中心にもつ正三角形の頂部に相当する位置のそ
れぞれに誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3を断続的に放
射状に照射するものである。
【００１８】一方、飛しょう体４の機体１１の頭胴部に
は、図１および図５に示すようにその円周上の三等分位
置に２現象方式の光検出器（以下、受光センサという）
１２，１３，１４が設けられている。この受光センサ１
２，１３，１４は、図８にも示すように機体外側に向か
って１２０度ずつの放射状の視野角Ｅを有するもので、
図５および図６に示すように半割状の二つの受光面１５
Ａ，１５Ｂをもつ受光部１５と集光レンズ１６とから構
成されている。
は、図１および図５に示すようにその円周上の三等分位
置に２現象方式の光検出器（以下、受光センサという）
１２，１３，１４が設けられている。この受光センサ１
２，１３，１４は、図８にも示すように機体外側に向か
って１２０度ずつの放射状の視野角Ｅを有するもので、
図５および図６に示すように半割状の二つの受光面１５
Ａ，１５Ｂをもつ受光部１５と集光レンズ１６とから構
成されている。
【００１９】そして、各受光センサ１２，１３，１４は
その視野角Ｅ内で光をとらえた場合、受光面１５Ａ，１
５Ｂの光軸中心方向からの光をとらえた時には図６の
（Ａ）に示すように双方の受光面１５Ａ，１５Ｂの受光
量が変わらないものの、図６の（Ｂ）に示すように光軸
中心ｂに対してθなる角度の方向からの光をとらえた時
には一方の受光面１５Ａの受光量と他方の受光面１５Ｂ
の受光量とが異なり、この受光量変化と光の入射角との
間に相関があることから、この受光量変化を光電変換し
て図２の信号処理器１７にて処理することにより入射角
θ（θ1，θ2，θ3）を出力するようになっている。
その視野角Ｅ内で光をとらえた場合、受光面１５Ａ，１
５Ｂの光軸中心方向からの光をとらえた時には図６の
（Ａ）に示すように双方の受光面１５Ａ，１５Ｂの受光
量が変わらないものの、図６の（Ｂ）に示すように光軸
中心ｂに対してθなる角度の方向からの光をとらえた時
には一方の受光面１５Ａの受光量と他方の受光面１５Ｂ
の受光量とが異なり、この受光量変化と光の入射角との
間に相関があることから、この受光量変化を光電変換し
て図２の信号処理器１７にて処理することにより入射角
θ（θ1，θ2，θ3）を出力するようになっている。
【００２０】また、前記飛しょう体４は図１および図５
に示すように機体円周方向に数列にわたって配設された
軌道修正手段としての多数のインパルススラスタ１８を
備えている。これらのインパルススラスタ１８はその一
つ一つが独立した火工品あるいはガスボトルタイプのジ
ェット式のもので、個別に点火作動させることで小型ロ
ケットモータとして機能するものである。
に示すように機体円周方向に数列にわたって配設された
軌道修正手段としての多数のインパルススラスタ１８を
備えている。これらのインパルススラスタ１８はその一
つ一つが独立した火工品あるいはガスボトルタイプのジ
ェット式のもので、個別に点火作動させることで小型ロ
ケットモータとして機能するものである。
【００２１】以上のようなシステムにおいては、図１に
示すように飛しょう中の飛しょう体４の外側を飛しょう
指令方向ａを中心にもつとともに飛しょう体４を内包す
る正三角形のそれぞれの頂部に相当する部位を誘導レー
ザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が断続的に通過する。
示すように飛しょう中の飛しょう体４の外側を飛しょう
指令方向ａを中心にもつとともに飛しょう体４を内包す
る正三角形のそれぞれの頂部に相当する部位を誘導レー
ザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が断続的に通過する。
【００２２】そして、図７に示すように大気中を伝播す
るレーザ光は、一搬に大気中に存在する微粒子（エアロ
ゾル）ｅにより吸収散乱して強度が減衰するので、各誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が各受光センサ１２，１
３，１４の視野角Ｅ内を通過する際に、その誘導レーザ
パルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱光ｄのうち各受光セン
サ１２，１３，１４の方向を指向する強度の大きい散乱
光ｄ1，ｄ2，ｄ3を図５に示すように各受光センサ１
２，１３，１４でとらえる。つまり、本実施例では、大
気中での吸収散乱によってレーザ光の強度が著しく減衰
することは、同時にレーザ光路周辺の散乱ビームの強度
が強いことを意味するものと解してこの性質を積極的に
利用したものである（なお、上記の現象は例えば、「Ｔ
ＨＥ ＩＮＦＲＡＲＥＤ ＨＡＮＤＢＯＯＫ」，Ｅｎｖ
ｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉ
ｔｕｔｅ ｏｆ Ｍｉｃｈｉｇａｎ，１９８５（Ｒｅｖ
ｉｓｄ Ｅｄｉｔｉｏｎ）等で説明されている）。
るレーザ光は、一搬に大気中に存在する微粒子（エアロ
ゾル）ｅにより吸収散乱して強度が減衰するので、各誘
導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3が各受光センサ１２，１
３，１４の視野角Ｅ内を通過する際に、その誘導レーザ
パルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱光ｄのうち各受光セン
サ１２，１３，１４の方向を指向する強度の大きい散乱
光ｄ1，ｄ2，ｄ3を図５に示すように各受光センサ１
２，１３，１４でとらえる。つまり、本実施例では、大
気中での吸収散乱によってレーザ光の強度が著しく減衰
することは、同時にレーザ光路周辺の散乱ビームの強度
が強いことを意味するものと解してこの性質を積極的に
利用したものである（なお、上記の現象は例えば、「Ｔ
ＨＥ ＩＮＦＲＡＲＥＤ ＨＡＮＤＢＯＯＫ」，Ｅｎｖ
ｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉ
ｔｕｔｅ ｏｆ Ｍｉｃｈｉｇａｎ，１９８５（Ｒｅｖ
ｉｓｄ Ｅｄｉｔｉｏｎ）等で説明されている）。
【００２３】上記のように各誘導レーザパルスＰ1，
Ｐ2，Ｐ3からの散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3を各受光センサ１
２，１３，１４がとらえると、図６のほか図８に示すよ
うに各受光センサ１２，１３，１４の二つの受光面１５
Ａ，１５Ｂ同士の受光量の差と散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3の
入射角θとの間に相関があることから、各受光センサ１
２，１３，１４の光軸中心をｂとすると、各光軸中心ｂ
と各誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の散乱光ｄ1，
ｄ2，ｄ3とのなす角度すなわちそれぞれの受光センサ１
２，１３，１４に対する入射角θ1，θ2，θ3が求めら
れる。
Ｐ2，Ｐ3からの散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3を各受光センサ１
２，１３，１４がとらえると、図６のほか図８に示すよ
うに各受光センサ１２，１３，１４の二つの受光面１５
Ａ，１５Ｂ同士の受光量の差と散乱光ｄ1，ｄ2，ｄ3の
入射角θとの間に相関があることから、各受光センサ１
２，１３，１４の光軸中心をｂとすると、各光軸中心ｂ
と各誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の散乱光ｄ1，
ｄ2，ｄ3とのなす角度すなわちそれぞれの受光センサ１
２，１３，１４に対する入射角θ1，θ2，θ3が求めら
れる。
【００２４】そして、図２の円周角算出回路部１９では
上記の各入射角θ1，θ2，θ3の値をもとに（１），
（２）式の演算を行って、図８に示す散乱光ｄ1，ｄ2同
士およびｄ2，ｄ3同士の角度θ12，θ23を求める。
上記の各入射角θ1，θ2，θ3の値をもとに（１），
（２）式の演算を行って、図８に示す散乱光ｄ1，ｄ2同
士およびｄ2，ｄ3同士の角度θ12，θ23を求める。
【００２５】ここで、θFOVは各受光センサ１２，１
３，１４の視野角Ｅそのもので既知の値であるから、上
記の入射角θ1，θ2，θ3の値が特定されれば角度
θ12，θ23が求められる。
３，１４の視野角Ｅそのもので既知の値であるから、上
記の入射角θ1，θ2，θ3の値が特定されれば角度
θ12，θ23が求められる。
【００２６】 θ12＝θ1＋θFOV／２＋θFOV／２−θ３ ＝θ１＋θFOV−θ3 ‥‥‥‥‥（１） θ23＝θFOV／２−θ1＋θFOV／２＋θ2 ＝θFOV−θ1＋θ2 ‥‥‥‥‥（２） 上記の角度θ12，θ23が求められたならば、図２の航法
計算回路部２０では、慣性位置として飛しょう体４の現
在の位置を算出する。すなわち、図９に示すように前述
した角度θ12，θ23のほか正三角形の各頂点に相当する
誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置が既知であるこ
とから、所定の演算を行うことにより飛しょう体４の機
軸位置Ｍが求められ、飛しょう指令方向（各誘導レーザ
パルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置を頂点とする正三角形の中
心位置）ａに対して飛しょう体４の機軸Ｍを一致させる
のに必要な軌道修正方向、すなわち例えば受光センサ１
３がとらえた散乱光ｄ2に対して角度ψをもった軌道修
正方向Ｆが求められる。
計算回路部２０では、慣性位置として飛しょう体４の現
在の位置を算出する。すなわち、図９に示すように前述
した角度θ12，θ23のほか正三角形の各頂点に相当する
誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置が既知であるこ
とから、所定の演算を行うことにより飛しょう体４の機
軸位置Ｍが求められ、飛しょう指令方向（各誘導レーザ
パルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3の位置を頂点とする正三角形の中
心位置）ａに対して飛しょう体４の機軸Ｍを一致させる
のに必要な軌道修正方向、すなわち例えば受光センサ１
３がとらえた散乱光ｄ2に対して角度ψをもった軌道修
正方向Ｆが求められる。
【００２７】こうして軌道修正方向Ｆが求められると、
さらに航法計算回路部２０では図１０に示すように例え
ば受光センサ１３の光軸中心ｂをロール方向の機体基準
軸とした場合に、その機体基準軸ｂに対する上記の軌道
修正方向Ｆの角度φをψ−θ1によって求める。
さらに航法計算回路部２０では図１０に示すように例え
ば受光センサ１３の光軸中心ｂをロール方向の機体基準
軸とした場合に、その機体基準軸ｂに対する上記の軌道
修正方向Ｆの角度φをψ−θ1によって求める。
【００２８】そこで、機体基準軸ｂを基準とした軌道修
正方向Ｆが求められると、航法計算回路部２０では、前
述した複数のインパルススラスタ１８のなかから機体１
１を軌道修正方向Ｆに修正するのに必要ないずれかのイ
ンパルススラスタ１８を特定し、そのインパルススラス
タ１８を点火作動させる。その結果、飛しょう体４はイ
ンパルススラスタ１８の推力により軌道修正方向Ｆに移
動してその機軸Ｍが飛しょう指令方向ａと一致する方向
に軌道修正される。
正方向Ｆが求められると、航法計算回路部２０では、前
述した複数のインパルススラスタ１８のなかから機体１
１を軌道修正方向Ｆに修正するのに必要ないずれかのイ
ンパルススラスタ１８を特定し、そのインパルススラス
タ１８を点火作動させる。その結果、飛しょう体４はイ
ンパルススラスタ１８の推力により軌道修正方向Ｆに移
動してその機軸Ｍが飛しょう指令方向ａと一致する方向
に軌道修正される。
【００２９】このような動作を、各受光センサ１２，１
３，１４が誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱
光ｄ1，ｄ2，ｄ3をとらえるごとに順次繰り返すことに
よって、飛しょう体４は飛しょう指令方向ａに沿って誘
導されながら目標５に向かって飛しょうする。
３，１４が誘導レーザパルスＰ1，Ｐ2，Ｐ3からの散乱
光ｄ1，ｄ2，ｄ3をとらえるごとに順次繰り返すことに
よって、飛しょう体４は飛しょう指令方向ａに沿って誘
導されながら目標５に向かって飛しょうする。
【００３０】ここで、前記実施例では誘導レーザパルス
を三つとしているが四つ以上であってもよい。また、軌
道修正手段としてはインパルススラスタ（サイドスラス
タ）のほか通常の空力操舵式のものを用いてもよい。
を三つとしているが四つ以上であってもよい。また、軌
道修正手段としてはインパルススラスタ（サイドスラス
タ）のほか通常の空力操舵式のものを用いてもよい。
【００３１】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、飛しょう
体の機体の外側であって且つ機体を取り囲む正多角形の
頂部に相当する部位にそれぞれ機体の後方から誘導レー
ザパルスを照射するようにしたことにより、従来のよう
に飛しょう体が発生するロケットモータ噴煙のなかを誘
導レーザパルスを透過させる必要もなければ、飛しょう
体の飛しょう経路を曲げる必要もないので、強力なレー
ザ照射源を必要とするなどの性能、運用上の制約を伴う
ことがない。
体の機体の外側であって且つ機体を取り囲む正多角形の
頂部に相当する部位にそれぞれ機体の後方から誘導レー
ザパルスを照射するようにしたことにより、従来のよう
に飛しょう体が発生するロケットモータ噴煙のなかを誘
導レーザパルスを透過させる必要もなければ、飛しょう
体の飛しょう経路を曲げる必要もないので、強力なレー
ザ照射源を必要とするなどの性能、運用上の制約を伴う
ことがない。
【００３２】また、ロールジャイロ等を搭載することな
しに飛しょう体が慣性基準に対するロール角を検出する
ことができるため、コストや重量の増加を招くことなく
信頼性が向上する。
しに飛しょう体が慣性基準に対するロール角を検出する
ことができるため、コストや重量の増加を招くことなく
信頼性が向上する。
【図１】本発明の一実施例を示す全体システムの概略説
明図。
明図。
【図２】飛しょう体の軌道修正制御系のブロック回路
図。
図。
【図３】レーザパルス照射器の構成を示す説明図。
【図４】誘導レーザパルスの照射形態を示す説明図。
【図５】飛しょう体の機体の要部拡大図。
【図６】受光センサ（光検出器）の原理を示す説明図。
【図７】誘導レーザパルスと散乱光との関係を示す説明
図。
図。
【図８】軌道修正方向算出のための原理を示す説明図。
【図９】軌道修正方向算出のための原理を示す説明図。
【図１０】軌道修正方向算出のための原理を示す説明
図。
図。
１…発射機 ２…誘導レーザパルス照射器 ４…飛しょう体 ５…目標 １１…機体 １２，１３，１４…光検出器（受光センサ） １８…軌道修正手段としてのインパルススラスタ ａ…飛しょう指令方向 ｄ1，ｄ2，ｄ3…散乱光 Ｆ…軌道修正方向 Ｍ…機軸 Ｐ1，Ｐ2，Ｐ3…誘導レーザパルス θ1，θ2，θ3…入射角
Claims (1)
- 【請求項１】 機体外周面の等分位置に機体の外側に向
かって放射状の視野をもつ複数の光検出器を備えるとと
もに軌道修正手段を備えた飛しょう体を所定方向に向け
て発射させ、 機体の外周には飛しょう指令方向を中心にもち且つ機体
を取り囲む正多角形の頂部に相当する部位にそれぞれ機
体後方から誘導レーザパルスを照射し、 前記誘導レーザパルスからの散乱光を前記複数の光検出
器でとらえて所定の演算を行うことにより、前記飛しょ
う指令方向と機軸とのずれを修正するのに必要な飛しょ
う体の軌道修正方向を求め、 この軌道修正方向情報に基づいて前記軌道修正手段を作
動させることにより飛しょう体を飛しょう指令方向に誘
導することを特徴とする飛しょう体の誘導制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3200317A JP2638345B2 (ja) | 1991-08-09 | 1991-08-09 | 飛しょう体の誘導制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3200317A JP2638345B2 (ja) | 1991-08-09 | 1991-08-09 | 飛しょう体の誘導制御方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0545094A true JPH0545094A (ja) | 1993-02-23 |
| JP2638345B2 JP2638345B2 (ja) | 1997-08-06 |
Family
ID=16422301
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3200317A Expired - Fee Related JP2638345B2 (ja) | 1991-08-09 | 1991-08-09 | 飛しょう体の誘導制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2638345B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5878977A (en) * | 1996-09-30 | 1999-03-09 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Offset detection apparatus and flying object guiding system using the apparatus |
-
1991
- 1991-08-09 JP JP3200317A patent/JP2638345B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5878977A (en) * | 1996-09-30 | 1999-03-09 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Offset detection apparatus and flying object guiding system using the apparatus |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2638345B2 (ja) | 1997-08-06 |
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