JP2007232306A

JP2007232306A - Semiactive radio guidance system

Info

Publication number: JP2007232306A
Application number: JP2006056203A
Authority: JP
Inventors: Takeo Yamaoka; 建夫山岡; Kazunori Serizawa; 一則芹澤; Junichi Nakamae; 順一中前; Hideo Yamakawa; 秀雄山川
Original assignee: TECH RES DEV INST MINI DEFENCE; NEC Corp; Technical Research and Development Institute of Japan Defence Agency
Current assignee: TECH RES DEV INST MINI DEFENCE; NEC Corp; Technical Research and Development Institute of Japan Defence Agency
Priority date: 2006-03-02
Filing date: 2006-03-02
Publication date: 2007-09-13
Anticipated expiration: 2026-03-02
Also published as: JP4245175B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a semiactive radio guidance system carrying out stable guidance control by positively separating and extracting reflected waves of radio waves irradiated on an incoming moving body by using Doppler components. <P>SOLUTION: Since a cancel capacity of signal components of target irradiated waves received by a back lobe of a front antenna is improved by canceller circuits 3-6 using target irradiating waves received by a rear antenna 2, even if a missile is in a main beam of the of the target irradiating waves, Doppler components relevant to a target is separated/extracted, and stable semiactive radio guidance can be carried out. By adopting the canceller circuits, a local oscillator becomes unnecessary, and design suiting a small and lightweight missile can be carried out. By carrying out a monopulse comparison function by digital signal processing, a monopulse comparison radar becomes unnecessary, and design suiting a small and lightweight missile can be carried out. <P>COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT

Description

本発明は、到来する移動物体を検出し、飛しょう体自身で、移動物体に接近するように誘導する飛しょう体の誘導装置に関する。 The present invention relates to a flying object guidance device that detects an incoming moving object and guides the flying object to approach the moving object.

従来、この種、飛しょう体を誘導する誘導方法或いは誘導装置として、特開平２−２５９３９７号公報（特許文献１）及び特開２００２−３１０５９７号公報（特許文献２）に記載されたものがある。このうち、特許文献１には、誘導する飛しょう体のほかに、誘導送信機及び送信アンテナを備えた送信機飛しょう体を用意しておき、飛しょう体の発射と同時に、送信機飛しょう体をも母機である発射機から分離し、発射後の飛しょう体の誘導を送信機飛しょう体によって行う誘導方法が開示されている。 Conventionally, as this kind of guidance method or guidance device for guiding a flying object, there are those described in JP-A-2-259597 (Patent Document 1) and JP-A-2002-310597 (Patent Document 2). . Among these, in Patent Document 1, in addition to the flying object to be guided, a transmitter flying object equipped with an induction transmitter and a transmitting antenna is prepared, and at the same time as launching the flying object, let the transmitter fly. A guidance method is disclosed in which the body is separated from the launcher that is the mother aircraft, and the flying body is guided by the transmitter flying body after the launch.

一方、特許文献２には、目標物体からの直接波とマルチパスによる反射波が混在する環境においても安定に目標物体を追尾できる電波ホーミング方式の飛しょう体が提案されている。特許文献２についてより具体的に説明すると、特許文献２には、モノパルスアンテナを備えると共に、受信した電波の垂直面（ＥＬ）方向成分と、水平面（ＡＺ）方向成分を検出して、アンテナ面が指向している方向と検出した方向との差異を演算し、これらの角度誤差からＥＬ方向及びＡＺ方向の指向方向を変化させる形式の飛しょう体が開示されている。この形式の飛しょう体は、飛しょう方向に対してあるビーム幅を持った電波を放射し、目標物体からも反射波を受信して目標物体に接近することができる。更に、特許文献２は、マルチパスによる反射波の誘導信号への影響はＥＬ方向にのみ限定される特性を有することを利用して、ＥＬ方向及びＡＺ方向誘導信号の高周波ノイズ成分のみを抽出、比較して、ＥＬ方向成分の大きい期間にのみ、補正誘導信号回路を動作させる構成を有する飛しょう体を開示している。 On the other hand, Patent Document 2 proposes a radio homing type flying body that can stably track a target object even in an environment where a direct wave from the target object and a multipath reflected wave are mixed. More specifically, Patent Document 2 includes a monopulse antenna, detects a vertical plane (EL) direction component and a horizontal plane (AZ) direction component of a received radio wave, and determines the antenna plane. There has been disclosed a flying object of a type in which the difference between the direction in which the light is directed and the detected direction is calculated, and the directivity directions in the EL direction and the AZ direction are changed from these angular errors. This type of flying object emits radio waves having a certain beam width with respect to the flying direction, and can receive reflected waves from the target object and approach the target object. Furthermore, Patent Document 2 extracts only high-frequency noise components of the EL direction and AZ direction induction signals by utilizing the characteristic that the influence of the reflected wave on the induction signal due to multipath is limited only to the EL direction. In comparison, a flying object having a configuration in which the correction induction signal circuit is operated only during a period with a large EL direction component is disclosed.

特開平２−２５９３９７号公報JP-A-2-259597 特開２００２−３１０５９７号公報JP 2002-310597 A

前述した特許文献１に記載された誘導方法は、発射機から発射された後、飛しょう体を当該飛しょう体とは別に設けられた送信機飛しょう体によって、飛しょう体を誘導する方法である。他方、特許文献２には、発射機から発射された後、電波を目標物体に照射する一方、目標物体からの反射波を受信して目標物体に接近する飛しょう体を開示しているだけで、特許文献２は飛しょう体と、当該飛しょう体を発射する発射機との関係、並びに、発射機からの誘導電波と飛しょう体で送受される電波との関係について何等指摘されていない。 The guidance method described in Patent Document 1 described above is a method in which a flying object is guided by a transmitter flying object provided separately from the flying object after being launched from a launcher. is there. On the other hand, Patent Document 2 merely discloses a flying object that irradiates a target object with radio waves after being emitted from a launcher, and receives a reflected wave from the target object and approaches the target object. In Patent Document 2, nothing is pointed out regarding the relationship between the flying object and the launcher that launches the flying object, and the relationship between the induced radio wave from the launcher and the radio wave transmitted and received by the flying object.

更に、実際の運用にあたって、発射機及び飛しょう体の誘導信号は以下のような要因により変動または不安定となり、飛しょう体の誘導制御に悪影響を及ぼすことがある。以下、図５及び図６を参照して、現在の技術を用いて構成できるセミアクティブ誘導装置の一例について具体的に説明する。図５では、母機である発射機３１から移動物体３３に対して飛しょう体３２が発射された状態が示されている。この状態で、発射機３１はそのアンテナからの目標照射波ａをドップラ検出の基準信号とし、飛しょう体３２は目標照射波ｃのメインビーム内を飛しょうする。この時、飛しょう体３２は、フロントアンテナのバックローブでも発射機３１が照射する目標照射波ｃを直接受信することになる。 Furthermore, in actual operation, the launcher and flying object guidance signals may fluctuate or become unstable due to the following factors, which may adversely affect the flying object guidance control. Hereinafter, with reference to FIG. 5 and FIG. 6, an example of a semi-active guidance device that can be configured using the current technology will be specifically described. FIG. 5 shows a state in which the flying object 32 is launched from the launcher 31 that is the mother machine to the moving object 33. In this state, the launcher 31 uses the target irradiation wave a from the antenna as a reference signal for Doppler detection, and the flying body 32 flies within the main beam of the target irradiation wave c. At this time, the flying object 32 directly receives the target irradiation wave c irradiated by the launcher 31 even with the back lobe of the front antenna.

このバックローブから受信される目標照射波ｃの受信強度は、一般的に目標反射波ｄの受信強度より大きく、目標照射波ａのキャリア信号周波数帯域にドップラシフトを受けた目標反射波ｄの信号帯域が、バックローブからの目標照射波ｃの信号帯域に重なり、埋もれてしまうという現象が発生する。従って、従来では飛しょう体は目標照射波のメインビームを避けて飛しょうする。 The reception intensity of the target irradiation wave c received from the back lobe is generally larger than the reception intensity of the target reflection wave d, and the signal of the target reflection wave d subjected to Doppler shift in the carrier signal frequency band of the target irradiation wave a. A phenomenon occurs in which the band overlaps the signal band of the target irradiation wave c from the back lobe and is buried. Therefore, conventionally, the flying object will fly avoiding the main beam of the target irradiation wave.

フロントアンテナのバックローブで受信した目標照射波ｃをキャンセルするために、飛しょう体３２に、図６に示されるような誘導装置を設けることが検討されている。図示された誘導装置はフロントアンテナ４１のほかに、リアアンテナ４２を備えている。この構成では、フロントアンテナ４１のバックローブで受信された目標照射波ｃは局部発振器４５及びミキサ４３によりＩＦ信号に変換され、フロントＩＦ回路４７を介してバランスドミキサ回路４９に供給される。一方、リアアンテナ４２からの目標照射波ｃもミキサ４４及びリアＩＦ回路４８を介してバランスドミキサ回路４９に与えられる。当該バランスドミキサ回路４９は、フロントアンテナのメインローブで受信した目標反射波ｄをリアアンテナ４２からの目標照射波ｃでミキシングすることにより、目標照射波ｃのキャリア周波数帯域から目標ドップラ周波数成分を分離する。この構成を採用した場合、フロントアンテナ４１で受信した目標照射波ｃをリアアンテナ４２で受信した目標反射波ｄで十分キャンセルできず、位相ノイズが残り、誘導信号が不安定になるという問題が生じる。 In order to cancel the target irradiation wave c received by the back lobe of the front antenna, it is considered to provide the flying body 32 with a guiding device as shown in FIG. The illustrated guidance device includes a rear antenna 42 in addition to the front antenna 41. In this configuration, the target irradiation wave c received by the back lobe of the front antenna 41 is converted into an IF signal by the local oscillator 45 and the mixer 43 and supplied to the balanced mixer circuit 49 via the front IF circuit 47. On the other hand, the target irradiation wave c from the rear antenna 42 is also supplied to the balanced mixer circuit 49 via the mixer 44 and the rear IF circuit 48. The balanced mixer circuit 49 mixes the target reflected wave d received by the main lobe of the front antenna with the target irradiation wave c from the rear antenna 42, thereby obtaining the target Doppler frequency component from the carrier frequency band of the target irradiation wave c. To separate. When this configuration is adopted, there is a problem that the target irradiation wave c received by the front antenna 41 cannot be sufficiently canceled by the target reflected wave d received by the rear antenna 42, phase noise remains, and the induction signal becomes unstable. .

また、図示された誘導装置では、局部発振器４５が使用されているため、必要となる電源容量、容積が増大し、また、温度制御や放熱対策も必要となり、低コスト化、飛しょう体に必要な小型化に適していない。 In addition, in the illustrated induction device, the local oscillator 45 is used, so that the necessary power capacity and volume increase, temperature control and heat radiation measures are also required, cost reduction, and necessary for flying objects. It is not suitable for miniaturization.

更に、図７に示すように、一般的なモノパルスコンパレータ６２を使用してセミアクティブ誘導装置を構成した場合、受信アンテナ６１と共に、モノパルスコンパレータ６２及びこれに伴う第１局部発振器６３、ミキサ６４，６５、第１増幅器６６，６７をジンバルサーボ（駆動部）に載せる必要があり、更に、第２局部発振器６８及び可変位相器６９、これに伴うミキサ７０、７１、第２増幅器７２、７３、ＡＧＣ回路７４、及び、位相検波器７５等も必要である。即ち、局部発振器のような能動回路を搭載することは、飛しょう体の低コスト化を困難にし、且つ、飛しょう体を小型化することも困難にする。 Furthermore, as shown in FIG. 7, when a semi-active induction device is configured using a general monopulse comparator 62, the monopulse comparator 62 and the first local oscillator 63 and mixers 64, 65 associated therewith are provided together with the receiving antenna 61. The first amplifiers 66 and 67 need to be mounted on the gimbal servo (drive unit), and further, the second local oscillator 68 and the variable phase shifter 69, the accompanying mixers 70 and 71, the second amplifiers 72 and 73, and the AGC circuit 74 and the phase detector 75 are also necessary. That is, mounting an active circuit such as a local oscillator makes it difficult to reduce the cost of the flying object, and also makes it difficult to reduce the size of the flying object.

また、図６及び７に示された誘導装置では、飛しょう体が目標照射波のメインビーム内に入った状態の場合における誘導については、特許文献１及び２と同様に何等考慮されていない。 Further, in the guidance device shown in FIGS. 6 and 7, no consideration is given to guidance in the state where the flying object is in the main beam of the target irradiation wave, as in Patent Documents 1 and 2.

本発明の目的は、到来する移動物体に照射した電波の反射波を、ドップラ成分を用いて確実に分離、抽出し、安定した誘導制御を行うセミアクティブ方式の電波誘導装置を提供することである。 An object of the present invention is to provide a semi-active type radio wave guidance device that reliably separates and extracts reflected waves of radio waves irradiated on an incoming moving object using Doppler components and performs stable guidance control. .

本発明の他の目的は、発射機からの目標照射波と当該目標照射波の反射波とのドップラ成分の差を用いて飛しょう体の誘導を行う誘導装置を提供することである。 Another object of the present invention is to provide a guidance device for guiding a flying object using a difference in Doppler components between a target irradiation wave from a launcher and a reflected wave of the target irradiation wave.

本発明の更に他の目的は、上記した誘導装置を備えた飛しょう体を提供することである。 Still another object of the present invention is to provide a flying object including the above-described guidance device.

本発明の他の目的は、飛しょう体と移動物体とが重なりあって飛しょう体が目標照射波のメインビーム内に入った状態の場合における誘導方法を提供することである。 Another object of the present invention is to provide a guidance method in a state where a flying object and a moving object are overlapped and the flying object is in a main beam of a target irradiation wave.

本発明の一態様によれば、移動物体に照射した電波（目標照射波）のビーム内において、移動物体からの反射波を受信し、移動物体に対するアンテナのエレベーション（ＥＬ）方向およびアジマス（ＡＺ）方向の角度誤差を計算し、角度誤差信号に基づきＥＬ方向およびＡＺ方向の誘導信号を生成して飛しょう体を誘導するセミアクティブ方式の電波誘導装置及び当該電波誘導装置を搭載した飛しょう体が得られる。 According to one embodiment of the present invention, a reflected wave from a moving object is received in a beam of radio waves (target irradiation wave) irradiated to the moving object, and the antenna elevation (EL) direction and azimuth (AZ) with respect to the moving object are measured. ) Semi-active radio wave guidance device that calculates the angle error of the direction and generates guidance signals in the EL direction and AZ direction based on the angle error signal to guide the flight vehicle, and the flying vehicle equipped with the radio wave guidance device Is obtained.

本発明の具体的な態様によれば、飛しょう体の前方に設けＡＺ方向およびＥＬ方向に４つ配列したフロントアンテナまたは多数の表面素子で成りＡＺ方向およびＥＬ方向に４分割した面を有するフロントアンテナ（以下、第１から第４のフロントアンテナ、とする）と、飛しょう体の後方に設け目標移動物体に照射した電波を直接受けるリアアンテナと、前記リアアンテナの信号を４等分配する４等分配回路と、前記第１から第４のフロントアンテナの各々の信号を検波する第１から第４の検波器と、前記第1から第４の検波器の出力レベルに従って前記リアアンテナの４等分配後の出力信号を増幅する第１から第４のＡＧＣ回路と、前記第１から第４のＡＧＣ回路の出力を受けて１８０度移相した上で進み遅れの位相制御が可能な第1から第４の移相器と、前記第１から第４のフロントアンテナの各々の信号と前記第１から第４の移相器の各々の出力を加算する第１から第４の加算器と、前記第１から第４の加算器の各々の出力信号を検波して移相器に出力する第1から第４の検波器と、前記第１から第４の加算器の各々の出力信号と前記第１から第４のＡＧＣ回路の各々の出力信号を混合する第１から第４のミキサと、前記第１から第４のミキサの各々の出力のうち一定の周波数帯だけを通過させる第１から第４のフィルタと、前記第１から第４のフィルタの各々の出力をＡ／Ｄ変換する第１から第４のＡ／Ｄ変換器とを有することを特徴とする電波誘導装置が得られる。 According to a specific aspect of the present invention, a front antenna provided in front of a flying body and arranged in four in the AZ direction and the EL direction or a front surface having a plurality of surface elements and divided into four in the AZ direction and the EL direction. An antenna (hereinafter referred to as first to fourth front antennas), a rear antenna provided behind the flying object and directly receiving the radio wave irradiated to the target moving object, and a signal of the rear antenna are divided into four equal parts 4 An equal distribution circuit, first to fourth detectors for detecting signals of each of the first to fourth front antennas, and four of the rear antennas according to output levels of the first to fourth detectors The first to fourth AGC circuits that amplify the output signal after distribution, and the first to fourth phase control that can be advanced and delayed after receiving the outputs of the first to fourth AGC circuits and shifting the phase by 180 degrees. First The first to fourth adders for adding the signals of the first to fourth front antennas and the outputs of the first to fourth phase shifters, and the first First to fourth detectors for detecting the output signals of the first to fourth adders and outputting them to the phase shifter, the output signals of the first to fourth adders and the first to fourth adders, respectively. The first to fourth mixers for mixing the output signals of the fourth AGC circuits, and the first to fourth mixers that pass only a certain frequency band among the outputs of the first to fourth mixers. A radio wave induction device comprising a filter and first to fourth A / D converters for A / D converting the outputs of the first to fourth filters is obtained.

本発明の他の具体的な態様によれば、更に、Ａ／Ｄ変換された複数の受信信号を加算して合成値（Σ）を演算するとともにＡＺ方向の差分（ΔＡＺ）とＥＬ方向の差分（ΔＥＬ）を演算して出力する比較演算手段であるデジタルモノパルスコンパレータと、上記比較演算の出力を受けてエレベーション方向およびアジマス方向の目標角度誤差を計算して誘導信号を生成する手段である誘導演算回路を更に具備した電波誘導装置が得られる。 According to another specific aspect of the present invention, a plurality of received signals subjected to A / D conversion are added to calculate a composite value (Σ), and a difference in AZ direction (ΔAZ) and a difference in EL direction A digital monopulse comparator which is a comparison operation means for calculating and outputting (ΔEL), and an induction which is a means for receiving the output of the comparison operation and calculating a target angle error in the elevation direction and the azimuth direction to generate an induction signal A radio wave induction device further provided with an arithmetic circuit is obtained.

本発明は、以上説明したように構成されているので、リアアンテナで受けた目標照射波を利用したキャンセラ回路により、フロントアンテナのバックローブで受けた目標照射波の信号成分のキャンセル能力を向上しているため、飛しょう体が目標照射波のメインビーム内に有っても目標に関するドップラ成分を分離・抽出し、安定したセミアクティブ方式の電波誘導を行うことが可能となる。 Since the present invention is configured as described above, the canceller circuit using the target irradiation wave received by the rear antenna improves the canceling ability of the signal component of the target irradiation wave received by the back lobe of the front antenna. Therefore, even if the flying object is in the main beam of the target irradiation wave, it is possible to separate and extract the Doppler component related to the target and perform stable semi-active radio wave guidance.

また、上記キャンセラ回路を採用することにより、リアアンテナで受けた目標照射波の信号をミキシングする前に中間周波数に変換する必要が無くなり、局部発振器が不要になり、小型軽量の飛しょう体には適した設計を行うことが可能となる。 In addition, by adopting the above canceller circuit, it is not necessary to convert the target irradiation wave signal received by the rear antenna to an intermediate frequency before mixing, eliminating the need for a local oscillator, and for a small and lightweight flying object. A suitable design can be performed.

また、モノパルスコンパレート機能をデジタル信号処理にて行うことにより、フロントアンテナと一緒にジンバルに載せる必要のあるモノパルスコンパレ−タが不要になり小型軽量の飛しょう体に適した設計を行うことが可能となる。 In addition, by performing the monopulse comparator function with digital signal processing, it is not necessary to use the monopulse comparator that needs to be mounted on the gimbal together with the front antenna, making it possible to design a compact and lightweight flying object. It becomes.

次に上記実施例の動作について図１〜４、図５を用いて説明する。 Next, the operation of the above embodiment will be described with reference to FIGS.

図１は、本発明の実施形態を示す誘導装置の構成例であり、当該誘導装置は通常飛しょう体に搭載されている。１は上下、左右４つの区分からなるフロントアンテナ、２はリアアンテナ、３，４，５，６はキャンセラ回路、７は４分配回路、８，９，１０，１１はフィルタ回路、１２，１３，１４，１５はフィルタ回路の出力をデジタル信号に変化するＡ／Ｄ変換回路である。更に、１６は上記４つのデジタル信号を受け、アンテナ１の合成出力Σと、アンテナ上半分の信号から下半分の信号を指し引いたΔＥＬと、アンテナ１の左半分の信号から右半分の信号を引いたΔＡＺの各々の演算処理を行うデジタルモノパルスコンパレータであり、１７は上記Σ、ΔＥＬ、ΔＡＺを用いてＥＬ方向角度誤差、ＡＺ方向角度誤差を演算し出力する誘導演算回路である。 FIG. 1 is a configuration example of a guidance device showing an embodiment of the present invention, and the guidance device is usually mounted on a flying object. 1 is a front antenna composed of upper and lower and left and right sections, 2 is a rear antenna, 3, 4, 5 and 6 are canceller circuits, 7 is a 4 distribution circuit, 8, 9, 10, and 11 are filter circuits, 12, 13, Reference numerals 14 and 15 denote A / D conversion circuits that change the output of the filter circuit into a digital signal. Further, 16 receives the above four digital signals, and outputs the combined output Σ of the antenna 1, ΔEL obtained by subtracting the lower half signal from the upper half signal of the antenna, and the right half signal from the left half signal of the antenna 1. A digital monopulse comparator that performs calculation processing of each of the subtracted ΔAZ, and 17 is an induction arithmetic circuit that calculates and outputs the EL direction angle error and the AZ direction angle error using the Σ, ΔEL, and ΔAZ.

次に動作について説明する。図５に示すように発射機３１が目標物体（ここでは、移動物体とする）３３に目標照射波ａのビームを照射し、移動物体３３からは目標反射波ｂが発射機３１に受信される。一方、飛しょう体３２は目標照射波ａのビーム内に発射されるため、当該飛しょう体３２には目標照射波ｃが与えられる。このとき、飛しょう体３２は後方に取りつけたリアアンテナ２で発射機３１からの目標照射波ｃを直接受信する。その受信信号は４分配回路7により４等分配されてキャンセラ回路４，５，６，７に分配される。 Next, the operation will be described. As shown in FIG. 5, the launcher 31 irradiates the target object (here, a moving object) 33 with the beam of the target irradiation wave a, and the target reflected wave b is received from the moving object 33 by the launcher 31. . On the other hand, since the flying object 32 is launched into the beam of the target irradiation wave a, the flying object 32 is given the target irradiation wave c. At this time, the flying body 32 directly receives the target irradiation wave c from the launcher 31 by the rear antenna 2 attached to the rear. The received signals are equally divided by the 4 distribution circuit 7 and distributed to the canceller circuits 4, 5, 6, 7.

また、前方に取りつけたフロントアンテナ１はＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄの４群に区分けされ、それぞれの群の信号を出力する。Ａ群の信号はキャンセラ回路３に、Ｂ群，Ｃ群，Ｄ群の信号は各々キャンセラ回路４，５，６に入力される。 Further, the front antenna 1 attached to the front is divided into four groups A, B, C, and D, and outputs signals of the respective groups. The signals of the A group are input to the canceller circuit 3, and the signals of the B group, the C group, and the D group are input to the canceller circuits 4, 5, and 6, respectively.

キャンセラ回路３，４，５，６の構成はすべて同じである。このため、図２〜４を用いてキャンセラ回路３の構成と動作を説明する。飛しょう体３２は発射機３１から遠ざかるため、フロントアンテナ１のバックローブやリアアンテナ２で受ける目標照射波ｃは負のドップラシフトを受ける。目標照射波ｃは中心周波数をｆ０（キャリア周波数）としてある帯域に広がる周波数分布を持ち、ドップラシフトをｆｄ２とするとｆ０−ｆｄ２を中心周波数とする周波数分布を持つ信号となる。 The configurations of the canceller circuits 3, 4, 5, and 6 are all the same. Therefore, the configuration and operation of the canceller circuit 3 will be described with reference to FIGS. Since the flying object 32 moves away from the launcher 31, the target irradiation wave c received by the back lobe of the front antenna 1 and the rear antenna 2 undergoes a negative Doppler shift. The target irradiation wave c has a frequency distribution that spreads in a certain band with the center frequency set to f0 (carrier frequency). If the Doppler shift is set to fd2, the target irradiation wave c becomes a signal having a frequency distribution with the center frequency set to f0-fd2.

一方、目標移動物体３３と飛しょう体３２は互いに接近するので、目標反射波ｄの受信信号は、その相対速度で決まる正のドップラシフトｆｄ１を受けることから、ｆ０+ｆｄ１を中心周波数とする周波数分布を持つ信号となり、フロントアンテナ１の信号は、上記二つの成分の混合した信号となる。発射機３１が飛しょう体３２を放出後しばらくの間、目標照射波ａが目標に反射した後の目標反射波ｄは、直接フロントアンテナバックローブで受信する目標照射波ｃよりも小さいレベルであり、また、目標照射波ｃの周波数成分がキャリア周波数ｆ０を中心に広がりを有するものであるため、ドップラシフトの量により、目標反射波ｄの周波数ｆ０+ｆｄ１が、目標照射波ｃの周波数ｆ０−ｆｄ２に近接し、図３、ｓ１に示すように、目標反射波ｄの信号が、目標照射波ｃの信号のキャリア周波数帯域内に埋もれた形となる。上記フロントアンテナ１Ａ群の信号ｓ１は、加算器２３に入力される。また、信号ｓ１の一部は検波器２１に入力され、その信号レベルが検波される。 On the other hand, since the target moving object 33 and the flying object 32 are close to each other, the received signal of the target reflected wave d receives a positive Doppler shift fd1 determined by its relative velocity, so that the frequency having f0 + fd1 as the center frequency. A signal having a distribution is obtained, and the signal of the front antenna 1 is a signal in which the above two components are mixed. The target reflected wave d after the target irradiation wave a is reflected on the target for a while after the launcher 31 releases the flying object 32 is at a level smaller than the target irradiation wave c received directly by the front antenna back lobe. Further, since the frequency component of the target irradiation wave c has a spread centering on the carrier frequency f0, the frequency f0 + fd1 of the target reflected wave d becomes the frequency f0− of the target irradiation wave c depending on the amount of Doppler shift. As shown in FIG. 3 and s 1, the signal of the target reflected wave d is buried in the carrier frequency band of the signal of the target irradiation wave c, as shown in FIG. 3 and s 1. The signal s1 of the front antenna 1A group is input to the adder 23. A part of the signal s1 is input to the detector 21, and the signal level is detected.

他方、リアアンテナ２の信号（図３、ｓ２）は、前記検波器２１の検波レベルに従って、ＡＧＣ回路２２により信号ｓ２の信号レベルを前記信号ｓ１とほぼ同じになるように調整された後、移相器２４に入力される。移相器２４は信号ｓ２の位相を１８０°移相させるとともに電圧によって位相の遅れや進みを制御できるフェーズシフタにより位相を制御し加算器２３に出力する。加算器２３は、信号ｓ１と移相器２４の出力信号を加え合わせる。 On the other hand, the signal of the rear antenna 2 (FIG. 3, s2) is adjusted by the AGC circuit 22 so that the signal level of the signal s2 is substantially the same as the signal s1 according to the detection level of the detector 21. Input to phaser 24. The phase shifter 24 shifts the phase of the signal s 2 by 180 °, controls the phase by a phase shifter that can control the delay and advance of the phase by the voltage, and outputs the phase to the adder 23. The adder 23 adds the signal s1 and the output signal of the phase shifter 24.

これにより信号ｓ１の信号成分に含まれる目標照射波ｃのキャリア成分ｆ０−ｆｄ2の主要成分はキャンセルされるが、飛しょう体３２の姿勢や発射機３１との相対位置関係から目標反射信号ｄに比べ十分キャンセルできない場合も有る。そこで、検波器２５が加算器２３の出力信号を検波してその電圧値を移相器２４に送る。移相器２４は検波器２５の出力電圧を受けると、図４に示すアルゴリズムにより信号ｓ２の位相制御を開始する。移相器２４は検波器２５の出力をモニタしつつ、一旦、位相を進ませ、検波器２５の出力レベルが減少するか判定する。減少するならばさらに位相を進め、検波器出力があらかじめ設定した基準値より小さいレベルに達するまで位相進み調整を繰り返す。基準値に到達すれば調整を終了する。 As a result, the main components of the carrier component f0-fd2 of the target irradiation wave c included in the signal component of the signal s1 are canceled, but the target reflected signal d is changed from the attitude of the flying object 32 and the relative positional relationship with the launcher 31. In some cases, it cannot be canceled sufficiently. Therefore, the detector 25 detects the output signal of the adder 23 and sends the voltage value to the phase shifter 24. When the phase shifter 24 receives the output voltage of the detector 25, the phase shifter 24 starts phase control of the signal s2 by the algorithm shown in FIG. The phase shifter 24 advances the phase once while monitoring the output of the detector 25 and determines whether the output level of the detector 25 decreases. If it decreases, the phase is further advanced, and the phase advance adjustment is repeated until the detector output reaches a level smaller than a preset reference value. The adjustment ends when the reference value is reached.

一方、位相を進めることにより検波器出力が増大するならば、信号ｓ２成分がキャンセルされず増強されることになるので位相を遅らせる動作に入る。前記のように検波器出力があらかじめ設定した基準値より小さいレベルに達すると動作を終了する。 On the other hand, if the detector output is increased by advancing the phase, the signal s2 component is not canceled but is enhanced, so that the phase is delayed. As described above, when the detector output reaches a level lower than a preset reference value, the operation is terminated.

これによって、加算器２３の信号出力は、図３、ｓ３に示すように信号ｓ１に占める信号ｓ２の成分がほぼ目標反射波ｄと同等レベルかまたはそれ以下に抑えることができる。このように目標照射波ｃの信号成分を抑圧した信号ｓ１と信号ｓ２をミキサ２６に入力し、混合することによってドップラ帯域ｆｄ１+ｆｄ２の目標情報を含んだ相対ドップラ信号成分（図３、ｓ４）が生成される。ミキサ２６の出力は全ドップラ帯域を含むバンドパスフィルタで構成されるフィルタ回路８に通され、ｆｄ１+ｆｄ２の信号成分のみが抽出される。抽出された信号は、信号の最大周波数の２倍以上の十分速いサンプリングを持つＡ／Ｄ変換回路１２によってデジタル信号に変換され、デジタルモノパルスコンパレ−タ１６に入力される。 As a result, the signal output of the adder 23 can be suppressed to the level at which the component of the signal s2 occupying the signal s1 is substantially equal to or less than the target reflected wave d as shown in FIG. 3 and s3. In this way, the signal s1 and the signal s2 in which the signal component of the target irradiation wave c is suppressed are input to the mixer 26, and are mixed to make a relative Doppler signal component including target information of the Doppler band fd1 + fd2 (FIG. 3, s4). Is generated. The output of the mixer 26 is passed through a filter circuit 8 composed of a bandpass filter including the entire Doppler band, and only the signal component of fd1 + fd2 is extracted. The extracted signal is converted into a digital signal by the A / D conversion circuit 12 having sufficiently fast sampling that is twice or more the maximum frequency of the signal, and is input to the digital monopulse comparator 16.

なお、他の実施例としてミキサ２６の前段にｆ０+ｆｄ１の信号成分のみを通すハイパスフィルタ回路を設け、信号ｓ３からｆ０−ｆｄ２の成分を除去した後にミキサ２６と信号ｓ２を混合し、ｆｄ１+ｆｄ２の信号成分を抽出することも可能である。 As another embodiment, a high-pass filter circuit that passes only the signal component of f0 + fd1 is provided in the previous stage of the mixer 26. After the component of f0-fd2 is removed from the signal s3, the mixer 26 and the signal s2 are mixed, and fd1 + It is also possible to extract the signal component of fd2.

フロントアンテナ１のＢ群、Ｃ群、Ｄ群の信号も上記と同様の処理を行い、デジタルモノパルスコンパレータ１６に入力される。 The signals of the B group, the C group, and the D group of the front antenna 1 are processed in the same manner as described above and input to the digital monopulse comparator 16.

デジタルモノパルスコンパレータ１６は、Ａ，Ｂ，Ｃ，Ｄの４群の全出力合成であるＡ＋Ｂ＋Ｃ＋Ｄ＝Σを演算処理する。さらに（Ａ＋Ｂ）−（Ｃ＋Ｄ）＝ΔＥＬからエレベーション方向の差分信号を演算し、（Ａ＋Ｄ）−（Ｂ＋Ｃ）＝ΔＡＺからアジマス方向の差分信号を演算する。これらの演算結果は、誘導演算回路１７に入力され、ΔＥＬ成分、ΔＡＺ成分を全合成成分Σで除算し、角度成分に相当するＥＬ角度誤差信号、ＡＺ角度誤差信号を演算する。 The digital monopulse comparator 16 performs arithmetic processing on A + B + C + D = Σ, which is a total output combination of four groups A, B, C, and D. Further, the difference signal in the elevation direction is calculated from (A + B) − (C + D) = ΔEL, and the difference signal in the azimuth direction is calculated from (A + D) − (B + C) = ΔAZ. These calculation results are input to the guidance calculation circuit 17, and the ΔEL component and ΔAZ component are divided by the total combined component Σ to calculate the EL angle error signal and the AZ angle error signal corresponding to the angle component.

これらに所要の係数を掛け誘導信号として出力する。誘導信号の一部は、誤差角信号（ボアーサイト）としてアンテナ制御回路（機械的）１８に送られ、アンテナをＡＺ／ＥＬ方向に駆動する駆動信号が生成され、ジンバルサーボ１９により、フロントアンテナ１を駆動することにより目標を追尾し続ける。 These are multiplied by a required coefficient and output as an induction signal. A part of the induction signal is sent as an error angle signal (bore sight) to an antenna control circuit (mechanical) 18 to generate a drive signal for driving the antenna in the AZ / EL direction. Keep track of the target by driving.

本発明の一実施例に係るセミアクティブ方式の電波誘導装置を示すブロック図である。1 is a block diagram illustrating a semi-active radio wave induction device according to an embodiment of the present invention. 図１に示された誘導装置に使用されるキャンセラ回路を示すブロック図である。It is a block diagram which shows the canceller circuit used for the guidance apparatus shown by FIG. 本発明に係るセミアクティブ方式の電波誘導装置内における信号を示す図である。It is a figure which shows the signal in the semi-active type radio wave induction device according to the present invention. 図２に示されたキャンセラ回路の位相調整動作を説明するフローチャートである。3 is a flowchart for explaining a phase adjustment operation of the canceller circuit shown in FIG. 2. セミアクティブ方式によって移動物体をインターセプトする飛しょう体の誘導を概念的に示す図である。It is a figure which shows notionally the guidance of the flying body which intercepts a moving object by a semi-active system. 現在考慮されているセミアクティブ誘導装置を示すブロック図である。FIG. 6 is a block diagram illustrating a semi-active guidance device currently being considered. 一般的なモノパルスコンパレータを用いた誘導装置の例を示すブロック図である。It is a block diagram which shows the example of the induction | guidance | derivation apparatus using a general monopulse comparator.

符号の説明Explanation of symbols

１：フロントアンテナ
２：リアアンテナ
３〜６：キャンセラ回路
７：４等分配回路
８〜１１：フィルタ回路
１２〜１５：ＡＤ変換回路
１６：デジタルモノパルスコンパレータ
１７：誘導演算回路
１８：アンテナ制御回路（機械的）
１９：ジンバルサーボ
２１：検波器
２２：ＡＧＣ回路
２３：加算器
２４：移相器
２５：検波器
２６：ミキサ
ｓ１：フロントアンテナからの信号
ｓ２：リアアンテナからの信号
ｓ３：キャンセラ回路内における加算器の出力信号
ｓ４：フィルタ回路の出力信号
３１：発射機
３２：飛しょう体
３３：移動物体
ａおよびｃ：目標照射波（追尾用送信波）
ｂおよびｄ：目標反射波 1: front antenna 2: rear antenna 3-6: canceller circuit 7: 4 equal distribution circuit 8-11: filter circuit 12-15: AD conversion circuit 16: digital monopulse comparator 17: induction arithmetic circuit 18: antenna control circuit (machine) )
19: Gimbal servo 21: Detector 22: AGC circuit 23: Adder 24: Phase shifter 25: Detector 26: Mixer s1: Signal from front antenna s2: Signal from rear antenna s3: Adder in canceller circuit Output signal s4: Filter circuit output signal 31: Launcher 32: Flying object 33: Moving object a and c: Target irradiation wave (transmission wave for tracking)
b and d: target reflected wave

Claims

目標移動物体（以下単に、移動物体、と呼ぶ）に照射した電波（目標照射波）のビーム内において、移動物体からの反射波を受信し、移動物体に対するアンテナのエレベーション（ＥＬ）方向およびアジマス（ＡＺ）方向の角度誤差を計算し、角度誤差信号に基づきＥＬ方向およびＡＺ方向の誘導信号を生成して誘導飛しょう体（以下単に、飛しょう体、と呼ぶ）を誘導するセミアクティブ方式の電波誘導装置。 A reflected wave from a moving object is received in a beam of a radio wave (target irradiation wave) irradiated to a target moving object (hereinafter simply referred to as a moving object), and the antenna elevation (EL) direction and azimuth with respect to the moving object are received. A semi-active method that calculates an angle error in the (AZ) direction and generates a guidance signal in the EL direction and the AZ direction based on the angle error signal to guide a guided flying object (hereinafter simply referred to as a flying object). Radio wave induction device.

目標照射波のビーム内を移動物体に向かって誘導される飛しょう体の誘導方法において、前記目標照射波をリアアンテナで受け、前記目標移動物体からの目標反射波をフロントアンテナで受け、前記目標照射波のドップラ帯域及び前記目標反射波のドップラ帯域を抽出し、抽出したドップラ成分を用いて前記飛しょう体の誘導を行うことを特徴とする飛しょう体の誘導方法。 In the method of guiding a flying object guided in a beam of a target irradiation wave toward a moving object, the target irradiation wave is received by a rear antenna, a target reflected wave from the target moving object is received by a front antenna, and the target A flying object guiding method, wherein a Doppler band of an irradiation wave and a Doppler band of the target reflected wave are extracted, and the flying object is guided using the extracted Doppler component.

請求項１記載の電波誘導装置において、飛しょう体の前方に設けＡＺ方向およびＥＬ方向に４つ配列したフロントアンテナまたは多数の表面素子で成りＡＺ方向およびＥＬ方向に４分割した面を有するフロントアンテナ（以下、第１から第４のフロントアンテナ、とする）と、飛しょう体の後方に設け移動物体に照射した電波を直接受けるリアアンテナと、前記リアアンテナの信号を４等分配する４等分配回路と、前記第１から第４のフロントアンテナの各々の信号を検波する第１から第４の検波器と、前記第1から第４の検波器の出力レベルに従って前記リアアンテナの４等分配後の出力信号を増幅する第１から第４のＡＧＣ回路と、前記第１から第４のＡＧＣ回路の出力を受けて１８０度移相した上で進み遅れの位相制御が可能な第1から第４の移相器と、前記第１から第４のフロントアンテナの各々の信号と前記第１から第４の移相器の各々の出力を加算する第１から第４の加算器と、前記第１から第４の加算器の各々の出力信号を検波して移相器に出力する第1から第４の検波器と、前記第１から第４の加算器の各々の出力信号と前記第１から第４のＡＧＣ回路の各々の出力信号を混合する第１から第４のミキサと、前記第１から第４のミキサの各々の出力のうち一定の周波数帯だけを通過させる第１から第４のフィルタと、前記第１から第４のフィルタの各々の出力をＡ／Ｄ変換する第１から第４のＡ／Ｄ変換器とを有することを特徴とする電波誘導装置。 2. The radio wave guiding apparatus according to claim 1, wherein the front antenna is provided in front of the flying body and is arranged with four front antennas arranged in the AZ direction and the EL direction or a plurality of surface elements and has a surface divided into four in the AZ direction and the EL direction. (Hereinafter referred to as the first to fourth front antennas), a rear antenna that is provided behind the flying object and directly receives the radio wave applied to the moving object, and a fourth equal distribution that divides the rear antenna signal into four equal parts. A circuit, first to fourth detectors for detecting signals of each of the first to fourth front antennas, and after four equal distributions of the rear antennas according to output levels of the first to fourth detectors The first to fourth AGC circuits that amplify the output signal of the first and fourth AGC circuits, and the first to fourth phase control capable of leading and lagging the phase by 180 degrees after receiving the outputs of the first to fourth AGC circuits. 4 phase shifters, first to fourth adders for adding the signals of the first to fourth front antennas and the outputs of the first to fourth phase shifters, and The first to fourth detectors that detect the output signals of the first to fourth adders and output the detected signals to the phase shifter, the output signals of the first to fourth adders, and the first To first to fourth mixers for mixing the output signals of the first to fourth AGC circuits, and first to fourth to pass only a certain frequency band among the outputs of the first to fourth mixers. And a first to fourth A / D converter for A / D converting the output of each of the first to fourth filters.

請求項３記載のＡ／Ｄ変換器によりＡＤ変換された複数の受信信号を加算して合成値（Σ）を演算するとともにＡＺ方向の差分（ΔＡＺ）とＥＬ方向の差分（ΔＥＬ）を演算して出力する比較演算手段であるデジタルモノパルスコンパレータと、上記比較演算の出力を受けてエレベーション方向およびアジマス方向の目標角度誤差を計算して誘導信号を生成する手段である誘導演算回路を有することを特徴とする電波誘導装置。
A composite value (Σ) is calculated by adding a plurality of reception signals AD-converted by the A / D converter according to claim 3, and a difference (ΔAZ) in the AZ direction and a difference (ΔEL) in the EL direction are calculated. A digital monopulse comparator which is a comparison operation means for outputting the output, and an induction operation circuit which is a means for receiving the output of the comparison operation and calculating a target angle error in the elevation direction and the azimuth direction to generate an induction signal. A featured radio wave induction device.