JPH059806B2 - - Google Patents
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- JPH059806B2 JPH059806B2 JP58107182A JP10718283A JPH059806B2 JP H059806 B2 JPH059806 B2 JP H059806B2 JP 58107182 A JP58107182 A JP 58107182A JP 10718283 A JP10718283 A JP 10718283A JP H059806 B2 JPH059806 B2 JP H059806B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flying object
- roll angle
- signal
- detection means
- angle detection
- Prior art date
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-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/12—Target-seeking control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は対地ミサイル等比較的低速の目標体に
飛しよう体を誘導する飛しよう体の誘導制御装
置、特に重力加速度による飛しよう体の誘導精度
劣化を補償する装置に関する。
飛しよう体を誘導する飛しよう体の誘導制御装
置、特に重力加速度による飛しよう体の誘導精度
劣化を補償する装置に関する。
上記飛しよう体の誘導航法としては従来から比
例航法が多用されており、以下に比例航法とバン
クツーターン方式について説明する。
例航法が多用されており、以下に比例航法とバン
クツーターン方式について説明する。
説明を簡単にするために２次元の図面で説明す
る。第１図において、１は飛しよう体、２は目標
体であり、この飛しよう体１、目標体２のそれぞ
れの速度ベクトルをｍ，ｔとする。飛しよう
体１と目標体２とを結ぶ線を目視線（Line of
Sight）４とよぶ。慣性座標系に固定された基準
線３をとり、これから測つた飛しよう体１の径路
角、目標線４の角度をそれぞれγ，σとする。飛
しよう体１は空気力、推力等を用いて進行方向に
垂直な加速度ベクトルnで、目標体２を追尾す
る。比例航法においてはこの加速度ベクトルn
の大きさanを an＝NeVcσ〓 …(1) とするように制御を行う。ここで、Vcは飛しよ
う体１と目標体２との接近速度、Neは実効航法
係数とよばれるものである。これにより飛しよう
体１の径路角変化率γ〓は目視角変化率σ〓に比例し、
この関係を保つ限り必ず飛しよう体１は目標体２
に会合することになる。第２図はこの様子を示し
たもので、今飛しよう体１、目標体２がそれぞれ
Ｍ，Ｔの位置にあり、目標体２がTP上を定速で
進む場合、飛しよう体１はMP上を三角形PMT
と相似関係を保ちつつ直進してＰ点で会合する。
目標体T1におい回避行動を開始しP′T1上を加速
度運動を行う場合、飛しよう体がM1より(1)式に
従つて加速度運動を行えば、飛しよう体の軌跡は
P′M1上を進みP′点にて会合することになる。
る。第１図において、１は飛しよう体、２は目標
体であり、この飛しよう体１、目標体２のそれぞ
れの速度ベクトルをｍ，ｔとする。飛しよう
体１と目標体２とを結ぶ線を目視線（Line of
Sight）４とよぶ。慣性座標系に固定された基準
線３をとり、これから測つた飛しよう体１の径路
角、目標線４の角度をそれぞれγ，σとする。飛
しよう体１は空気力、推力等を用いて進行方向に
垂直な加速度ベクトルnで、目標体２を追尾す
る。比例航法においてはこの加速度ベクトルn
の大きさanを an＝NeVcσ〓 …(1) とするように制御を行う。ここで、Vcは飛しよ
う体１と目標体２との接近速度、Neは実効航法
係数とよばれるものである。これにより飛しよう
体１の径路角変化率γ〓は目視角変化率σ〓に比例し、
この関係を保つ限り必ず飛しよう体１は目標体２
に会合することになる。第２図はこの様子を示し
たもので、今飛しよう体１、目標体２がそれぞれ
Ｍ，Ｔの位置にあり、目標体２がTP上を定速で
進む場合、飛しよう体１はMP上を三角形PMT
と相似関係を保ちつつ直進してＰ点で会合する。
目標体T1におい回避行動を開始しP′T1上を加速
度運動を行う場合、飛しよう体がM1より(1)式に
従つて加速度運動を行えば、飛しよう体の軌跡は
P′M1上を進みP′点にて会合することになる。
次に通常の４翼操舵方式とバンクツーターン方
式について説明する。第３図は翼操舵を行う誘導
飛しよう体の１例である。図中Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸
は機体に固定された座標系で、Ｘ軸を進行方向に
とり、これと直行してＹ軸、Ｚ軸を右手系にとる
ものとする。機体は２対の操舵翼９，１０を有
し、これらはそれぞれＸ−Ｙ面、Ｘ−Ｚ面にＸ軸
に関して対称に取付けられるものとする。図中１
１は目標検出装置で、電波や赤外線を用いて目標
の方向や位置を検出する。これらの信号により機
体の進路を変えるためには舵翼９のＸ−Ｙ面との
傾き、舵翼１０のＸ−Ｚ面との傾きをとらせる。
すると、第４図に示すように空気流の中で舵翼に
揚力Ｌが生じ、このＬが第３図に示す機体の重心
１２まわりのモーメントを発生し、その結果翼も
含めた機体全体が空気流に対して角度α（迎え角
とよぶ）をとり、機体全体に揚力が発生する。こ
の揚力によつて決まる方向に機体は進路を変えて
いくから、４翼舵方式においては、操舵翼９，１
０を操作することにより、機体を任意の方向に誘
導することができる。以下、Ｘ軸をロール軸、Ｙ
軸をピツチ軸、Ｚ軸をヨー軸とよび、Ｘ，Ｙ，Ｘ
の各軸のまわりの回転角をそれぞれロール角、ピ
ツチ角、ヨー角とよび、操舵翼９，１０をそれぞ
れピツチ舵翼、ヨー舵翼とよぶものとする。ロー
ル角の制御は例えばピツチの左右の翼の舵角をを
それぞれ反対側にとることによつてロール軸まわ
りのモーメントを発生させることにより行われ
る。第５図に示すように一時的な慣性基準軸３か
ら測つた目視線角σの変化率ベクトルσ〓のピツチ
軸、ヨー軸方向の成分をそれぞれσ〓y，σ〓zとした
ときに、比例航法を用いて飛しよう体を誘導する
には(1)式によつて加速度ベクトルのそれぞれｙ
軸、ｚ軸方向の成分any，anzが any＝NeVcσ〓y …(2) anz＝NeVcσ〓σz …(3) を満たすようにそれぞれピツチ舵翼、ヨー舵翼を
制御してやればよい。第６図は飛しよう体を後方
から見た図である。
式について説明する。第３図は翼操舵を行う誘導
飛しよう体の１例である。図中Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸
は機体に固定された座標系で、Ｘ軸を進行方向に
とり、これと直行してＹ軸、Ｚ軸を右手系にとる
ものとする。機体は２対の操舵翼９，１０を有
し、これらはそれぞれＸ−Ｙ面、Ｘ−Ｚ面にＸ軸
に関して対称に取付けられるものとする。図中１
１は目標検出装置で、電波や赤外線を用いて目標
の方向や位置を検出する。これらの信号により機
体の進路を変えるためには舵翼９のＸ−Ｙ面との
傾き、舵翼１０のＸ−Ｚ面との傾きをとらせる。
すると、第４図に示すように空気流の中で舵翼に
揚力Ｌが生じ、このＬが第３図に示す機体の重心
１２まわりのモーメントを発生し、その結果翼も
含めた機体全体が空気流に対して角度α（迎え角
とよぶ）をとり、機体全体に揚力が発生する。こ
の揚力によつて決まる方向に機体は進路を変えて
いくから、４翼舵方式においては、操舵翼９，１
０を操作することにより、機体を任意の方向に誘
導することができる。以下、Ｘ軸をロール軸、Ｙ
軸をピツチ軸、Ｚ軸をヨー軸とよび、Ｘ，Ｙ，Ｘ
の各軸のまわりの回転角をそれぞれロール角、ピ
ツチ角、ヨー角とよび、操舵翼９，１０をそれぞ
れピツチ舵翼、ヨー舵翼とよぶものとする。ロー
ル角の制御は例えばピツチの左右の翼の舵角をを
それぞれ反対側にとることによつてロール軸まわ
りのモーメントを発生させることにより行われ
る。第５図に示すように一時的な慣性基準軸３か
ら測つた目視線角σの変化率ベクトルσ〓のピツチ
軸、ヨー軸方向の成分をそれぞれσ〓y，σ〓zとした
ときに、比例航法を用いて飛しよう体を誘導する
には(1)式によつて加速度ベクトルのそれぞれｙ
軸、ｚ軸方向の成分any，anzが any＝NeVcσ〓y …(2) anz＝NeVcσ〓σz …(3) を満たすようにそれぞれピツチ舵翼、ヨー舵翼を
制御してやればよい。第６図は飛しよう体を後方
から見た図である。
バンクツーターン方式においては舵翼を１対し
か有さないので、仮にそれをピツチ舵翼とする
と、ｙ方向に移動することができない。そこで例
えば左上に進みたい場合は第６図ａに示すように
一旦ピツチの左右の舵翼をそれぞれ正負にとり、
左に回転した後に第６図ｂに示すように左右のピ
ツチ舵翼を正にとり所望の方向に進む。比例航法
を用いる場合は機体を回転させることによりσ〓ベ
クトルの方向をｙ軸に一致させ、σ〓zが０となる
ようにしつつ(2)式を満たすようにピツチ舵翼の制
御を行う。第７図は公知の飛しよう体誘導制御装
置の一例を示す。同図において、１３はドツプラ
レーダから得られた接近速度、１４は航法ゲイ
ン、１５，１６は補償回路、１７はＧバイアス信
号、１８はアンプ、１９はリミツタ、２０は操舵
サーボ、２１は機体の伝達関数を表す。そのよう
な誘導制御装置により(2)，(3)式に基づく演算を実
行しこの演算に基づきピツチ舵翼の制御を行うこ
とができる。この場合、第７図に示す誘導制御装
置の補償回路１５の出力信号にＧバイアス信号１
７を加算するようにして制御信号に補正を加える
ようにしている。これは(2)，(3)式による制御信号
のみでは重力加速度のために飛しよう体が沈下し
誘導精度が悪くなるからである。すなわち第８図
に示すようにバンクツーターン方式において機体
の揚力面（Ｘ−Ｙ）面が重力に対して傾いている
とのＹ方向の成分WyのためにＹ方向の加速度
が生じ横滑りが生じる。そこで上記Ｇバイアス信
号によつてこの重力加速度の影響を補償するよう
にしている。ところがこの与えるべきＧバイアス
信号の大きさは重力方向に対する飛しよう体の姿
勢によつて変化するため、何らかの方法によつて
飛しよう体に対する重力加速度の方向を検出する
必要がある。そのために従来は飛しよう体を発車
する航空機や地上の基地からコマンド信号を送る
ようにしていた。
か有さないので、仮にそれをピツチ舵翼とする
と、ｙ方向に移動することができない。そこで例
えば左上に進みたい場合は第６図ａに示すように
一旦ピツチの左右の舵翼をそれぞれ正負にとり、
左に回転した後に第６図ｂに示すように左右のピ
ツチ舵翼を正にとり所望の方向に進む。比例航法
を用いる場合は機体を回転させることによりσ〓ベ
クトルの方向をｙ軸に一致させ、σ〓zが０となる
ようにしつつ(2)式を満たすようにピツチ舵翼の制
御を行う。第７図は公知の飛しよう体誘導制御装
置の一例を示す。同図において、１３はドツプラ
レーダから得られた接近速度、１４は航法ゲイ
ン、１５，１６は補償回路、１７はＧバイアス信
号、１８はアンプ、１９はリミツタ、２０は操舵
サーボ、２１は機体の伝達関数を表す。そのよう
な誘導制御装置により(2)，(3)式に基づく演算を実
行しこの演算に基づきピツチ舵翼の制御を行うこ
とができる。この場合、第７図に示す誘導制御装
置の補償回路１５の出力信号にＧバイアス信号１
７を加算するようにして制御信号に補正を加える
ようにしている。これは(2)，(3)式による制御信号
のみでは重力加速度のために飛しよう体が沈下し
誘導精度が悪くなるからである。すなわち第８図
に示すようにバンクツーターン方式において機体
の揚力面（Ｘ−Ｙ）面が重力に対して傾いている
とのＹ方向の成分WyのためにＹ方向の加速度
が生じ横滑りが生じる。そこで上記Ｇバイアス信
号によつてこの重力加速度の影響を補償するよう
にしている。ところがこの与えるべきＧバイアス
信号の大きさは重力方向に対する飛しよう体の姿
勢によつて変化するため、何らかの方法によつて
飛しよう体に対する重力加速度の方向を検出する
必要がある。そのために従来は飛しよう体を発車
する航空機や地上の基地からコマンド信号を送る
ようにしていた。
従つて本発明の目的は飛しよう体に搭載したジ
ヤイロ等のロール角φを検出する検出手段と機体
の横滑り角βを検出する横滑り角検出手段とから
の信号を演算処理することにより、外部からの情
報なしにＧバイアス信号を出力できるような装置
を提供することを目的としている。すなわち上記
横滑り角βの大きさは機体のロール角の関数にな
る。機体のロール角はレート積分ジヤイロ等のロ
ール角検出手段で検出することができるが、ドリ
フトのために時間の経過と共に誤差が大きくな
る。そこで上記ロール角を横滑り角検出手段の出
力に基づき補正することによりＧバイアス信号を
得るものであり、以下実施例を用いて本発明を詳
細に説明する。
ヤイロ等のロール角φを検出する検出手段と機体
の横滑り角βを検出する横滑り角検出手段とから
の信号を演算処理することにより、外部からの情
報なしにＧバイアス信号を出力できるような装置
を提供することを目的としている。すなわち上記
横滑り角βの大きさは機体のロール角の関数にな
る。機体のロール角はレート積分ジヤイロ等のロ
ール角検出手段で検出することができるが、ドリ
フトのために時間の経過と共に誤差が大きくな
る。そこで上記ロール角を横滑り角検出手段の出
力に基づき補正することによりＧバイアス信号を
得るものであり、以下実施例を用いて本発明を詳
細に説明する。
第９図は本発明による飛しよう体の誘導制御装
置、特にＧバイアス信号発生器の一実施例を示す
回路図であり、同図において２２は横滑り角βを
検出する横滑り角検出器であり、第１０図に示す
ように飛しよう体に取付けられ、その出力信号B〓
はノイズカツト用のフイルタ２３を介して補正回
路２４の減算器２５の一方の入力側に供給され
る。２６はレート積分ジヤイロ等から成り、ロー
ル角φGを検出するロール角検出器であり、飛し
よう体に取付けられるもので、その出力信号は上
記補正回路２４の加算器２７の一方の入力側に供
給される。上記加算器２７は初期設定値と比較制
御回路２８を構成するリミツタ２９からの出力信
号とを加算器３０で加算することにより得られる
補正値φ0の信号と、上記ロール角φGの信号とを
加算するもので、この加算器２７から出力される
ロール角推定値φ1（φG＋φ0）の信号は正弦演算器
３１とアンプ３２とから成る関数信号発生回路３
３を介して関数処理された後、上記減算器２５の
他方の入力側に供給される。減算器２５の出力信
号βEは上記関数信号発生回路３３からの出力信号
（Ksinφ1）とフイルタ２３からの出力信号との差
に相当するもので、比較制御回路２８の積分器３
４に供給される。比較制御回路２８は上記リミツ
タ２９、上記積分器３４のほか、不感帯付バンバ
ン素子３５とパルス発生器３６と、積分器３７と
から成る。
置、特にＧバイアス信号発生器の一実施例を示す
回路図であり、同図において２２は横滑り角βを
検出する横滑り角検出器であり、第１０図に示す
ように飛しよう体に取付けられ、その出力信号B〓
はノイズカツト用のフイルタ２３を介して補正回
路２４の減算器２５の一方の入力側に供給され
る。２６はレート積分ジヤイロ等から成り、ロー
ル角φGを検出するロール角検出器であり、飛し
よう体に取付けられるもので、その出力信号は上
記補正回路２４の加算器２７の一方の入力側に供
給される。上記加算器２７は初期設定値と比較制
御回路２８を構成するリミツタ２９からの出力信
号とを加算器３０で加算することにより得られる
補正値φ0の信号と、上記ロール角φGの信号とを
加算するもので、この加算器２７から出力される
ロール角推定値φ1（φG＋φ0）の信号は正弦演算器
３１とアンプ３２とから成る関数信号発生回路３
３を介して関数処理された後、上記減算器２５の
他方の入力側に供給される。減算器２５の出力信
号βEは上記関数信号発生回路３３からの出力信号
（Ksinφ1）とフイルタ２３からの出力信号との差
に相当するもので、比較制御回路２８の積分器３
４に供給される。比較制御回路２８は上記リミツ
タ２９、上記積分器３４のほか、不感帯付バンバ
ン素子３５とパルス発生器３６と、積分器３７と
から成る。
３８は出力回路であり、余弦演算器３９と、ア
ンプ４０と、ピツチ角補正回路４１とから構成さ
れる。
ンプ４０と、ピツチ角補正回路４１とから構成さ
れる。
ここで、上記横滑り角検出器２２で検出される
横滑り角βは第１０図に示すように飛しよう体に
相対的な風のベクトルのXY面への斜影がＸ軸と
なす角度を示す。第１０図において４２は誘導制
御装置である。
横滑り角βは第１０図に示すように飛しよう体に
相対的な風のベクトルのXY面への斜影がＸ軸と
なす角度を示す。第１０図において４２は誘導制
御装置である。
以上の構成による飛しよう体の誘導制御装置の
動作を以下説明する。ロール角検出器２６の出力
信号は飛しよう体が母機にまたは地上の基地に装
着されている時点または発射後上反角効果により
飛しよう体が水平になつた時点等、重力の方向が
知られている時点でセツトする。この時点で初期
設定によつて加算器３０から出力される補正値
φ0の信号の値は０に設定しておく。また、これ
以後ロール角検出器２６の出力を、ロール角φG
に相当する信号とする。φ1＝φ0＋φGとし、ロー
ル角φ1において予期される横滑り角βの値を
Ksinφ1とする。第９図において、横滑り角検出
器２２の出力信号B〓をフイルタ２３を通して適当
にノイズをカツトした後、この信号と関数信号発
生回路３３の出力信号Ksinφ1との差βEを減算器
２５で演算し、この演算結果を積分器３４で積分
する。
動作を以下説明する。ロール角検出器２６の出力
信号は飛しよう体が母機にまたは地上の基地に装
着されている時点または発射後上反角効果により
飛しよう体が水平になつた時点等、重力の方向が
知られている時点でセツトする。この時点で初期
設定によつて加算器３０から出力される補正値
φ0の信号の値は０に設定しておく。また、これ
以後ロール角検出器２６の出力を、ロール角φG
に相当する信号とする。φ1＝φ0＋φGとし、ロー
ル角φ1において予期される横滑り角βの値を
Ksinφ1とする。第９図において、横滑り角検出
器２２の出力信号B〓をフイルタ２３を通して適当
にノイズをカツトした後、この信号と関数信号発
生回路３３の出力信号Ksinφ1との差βEを減算器
２５で演算し、この演算結果を積分器３４で積分
する。
今、実際のロール角φが推定値φ1より大きい
とすると上記差βEは常に正となり、その積分され
た量が不感帯付きバンバン素子３５の不感帯を越
えるとパルス発生回路３６により１つのパルスを
発生する。このパルス発生は同時に積分器３４を
０にリセツトする。なお、積分器３４としてコン
デンサから成る充放電回路を用いて構成した場合
には上記コンデンサをデイスチヤージする。一方
このパルスに特定の符号をつけた後、積分器３７
で積分を行う。この操作によつて補正値φ0の信
号値は増加し、ロール角φの推定値φ1は増加し
て真の値に近づく。ロール角φが推定φ1より小
さな場合についても同様にして補正が行える。な
お、ロール角の補正値φ0が±90°を越えるとリミ
ツタ２７が作動する。得られたロール角の推定値
φ1の信号を用い出力回路３８によつてgcosφ1を
演算し（ｇは重力加速度の大きさでアンプ４０で
設定される。）、さらに必要に応じてピツチ角の補
正回路４１でピツチ回補正を施したのちＧバイア
ス信号として出力する。なお、上記実施例ではロ
ール角検出器としてレート積分ジヤイロを用いた
ものを示したが、ジヤイロコンパスやその他のロ
ール角検出装置を用いてもよい。また第９図にお
ける積分器３４からリミツタ２９に至る回路はβE
の平均的な値に対し補正値φ0の値を増減するよ
うな回路であれば、いかなる回路であつても上記
実施例と同様の効果を奏する。
とすると上記差βEは常に正となり、その積分され
た量が不感帯付きバンバン素子３５の不感帯を越
えるとパルス発生回路３６により１つのパルスを
発生する。このパルス発生は同時に積分器３４を
０にリセツトする。なお、積分器３４としてコン
デンサから成る充放電回路を用いて構成した場合
には上記コンデンサをデイスチヤージする。一方
このパルスに特定の符号をつけた後、積分器３７
で積分を行う。この操作によつて補正値φ0の信
号値は増加し、ロール角φの推定値φ1は増加し
て真の値に近づく。ロール角φが推定φ1より小
さな場合についても同様にして補正が行える。な
お、ロール角の補正値φ0が±90°を越えるとリミ
ツタ２７が作動する。得られたロール角の推定値
φ1の信号を用い出力回路３８によつてgcosφ1を
演算し（ｇは重力加速度の大きさでアンプ４０で
設定される。）、さらに必要に応じてピツチ角の補
正回路４１でピツチ回補正を施したのちＧバイア
ス信号として出力する。なお、上記実施例ではロ
ール角検出器としてレート積分ジヤイロを用いた
ものを示したが、ジヤイロコンパスやその他のロ
ール角検出装置を用いてもよい。また第９図にお
ける積分器３４からリミツタ２９に至る回路はβE
の平均的な値に対し補正値φ0の値を増減するよ
うな回路であれば、いかなる回路であつても上記
実施例と同様の効果を奏する。
また、積分器３４の変わりに入力パルスで増減
し得るカウンタと、このカウンタの出力に適当な
ゲインを乗じる乗算器とから構成してもよい。
し得るカウンタと、このカウンタの出力に適当な
ゲインを乗じる乗算器とから構成してもよい。
以上説明したように、本発明によれば飛しよう
体に設けたレート積分ジヤイロ等のロール角検出
手段からの出力のドリフトを滑り角検出手段から
の出力で補正するようにしてＧバイアス信号を出
力するようにしたので、外部からの情報なしに簡
単にＧバイアス信号が得られ、外部からコマンド
信号を送る必要がなくなる。
体に設けたレート積分ジヤイロ等のロール角検出
手段からの出力のドリフトを滑り角検出手段から
の出力で補正するようにしてＧバイアス信号を出
力するようにしたので、外部からの情報なしに簡
単にＧバイアス信号が得られ、外部からコマンド
信号を送る必要がなくなる。
第１図は比例航法により目標体を追尾する場合
の飛しよう体及び目標体の関係図、第２図は比例
航法による会合コースの説明図、第３図は翼操舵
を行う誘導飛しよう体の一例を示す説明図、第４
図は操舵翼に発生する揚力を示す説明図、第５図
は目視線角の変化率ベクトルσ〓のＹ軸、Ｚ軸方向
の成分を示す説明図、第６図ａ，ｂはバンクツー
ターン方式の説明図、第７図は翼操舵方式をとる
誘導飛しよう体の典型的な誘導制御回路の一例を
示すブロツク図、第８図はロール角φとロール角
検出器により検出されたロール角φGと補正値φ0
及び推定値φ1の関係を示す図、第９図は本発明
による飛しよう体の誘導制御装置の一実施例を示
す回路図、第１０図は横滑り角βの説明図であ
る。 １……飛しよう体、２……目標体、２２……横
滑り角検出器、２３……フイルタ、２４……補正
回路、２５……減算器、２６……ロール角検出
器、２７……加算器、２８……比較制御回路、２
９……リミツタ、３０……加算器、３３……関数
信号発生回路、３８……出力回路。
の飛しよう体及び目標体の関係図、第２図は比例
航法による会合コースの説明図、第３図は翼操舵
を行う誘導飛しよう体の一例を示す説明図、第４
図は操舵翼に発生する揚力を示す説明図、第５図
は目視線角の変化率ベクトルσ〓のＹ軸、Ｚ軸方向
の成分を示す説明図、第６図ａ，ｂはバンクツー
ターン方式の説明図、第７図は翼操舵方式をとる
誘導飛しよう体の典型的な誘導制御回路の一例を
示すブロツク図、第８図はロール角φとロール角
検出器により検出されたロール角φGと補正値φ0
及び推定値φ1の関係を示す図、第９図は本発明
による飛しよう体の誘導制御装置の一実施例を示
す回路図、第１０図は横滑り角βの説明図であ
る。 １……飛しよう体、２……目標体、２２……横
滑り角検出器、２３……フイルタ、２４……補正
回路、２５……減算器、２６……ロール角検出
器、２７……加算器、２８……比較制御回路、２
９……リミツタ、３０……加算器、３３……関数
信号発生回路、３８……出力回路。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 重力加速度による飛しよう体の誘導精度の低
下を補償するためのバイアス信号を出力するバイ
アス信号発生手段を含む飛しよう体の誘導制御装
置において、上記バイアス信号発生手段は、飛し
よう体に対する風速ベクトルに基づいて横滑り角
を検出する横滑り角検出手段と、飛しよう体のロ
ール角を検出するロール角検出手段と、該ロール
角検出手段の出力信号に基づいて前記横滑り角の
推定値を演算する関数信号発生回路と、前記ロー
ル角検出手段の出力信号に基づく横滑り角推定値
と前記横滑り角検出手段の出力信号との差に基づ
いた補正値により前記ロール角検出手段の出力信
号を補正する補正手段と、該補正手段により補正
されたロール角信号の関数として前記バイアス信
号を出力する出力回路とを備えたことを特徴とす
る飛しよう体の誘導制御装置。 ２ 前記補正手段は、前記ロール角検出手段の出
力信号と前記補正値との和を前記飛しよう体のロ
ール角推定値とし、該ロール推定値に基づいて前
記関数信号発生回路によつて演算された前記横滑
り角推定値と前記横滑り角検出手段の出力信号と
を一致させる方向に前記補正値の大きさを制御す
る比較制御回路を備えたことを特徴とする特許請
求の範囲第１項記載の飛しよう体の誘導制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58107182A JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58107182A JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59231614A JPS59231614A (ja) | 1984-12-26 |
| JPH059806B2 true JPH059806B2 (ja) | 1993-02-08 |
Family
ID=14452542
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58107182A Granted JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59231614A (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5170969A (en) * | 1988-11-23 | 1992-12-15 | The Boeing Company | Aircraft rudder command system |
-
1983
- 1983-06-15 JP JP58107182A patent/JPS59231614A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS59231614A (ja) | 1984-12-26 |
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