JP3172541B2

JP3172541B2 - ミサイル誘導システム

Info

Publication number: JP3172541B2
Application number: JP02218491A
Authority: JP
Inventors: エフ・ウィリアム・ネスライン，ジュニアー
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1990-02-16
Filing date: 1991-02-15
Publication date: 2001-06-04
Anticipated expiration: 2016-06-04
Also published as: EP0442672B1; DE69128366T2; EP0442672A3; JPH04215086A; US5064141A; DE69128366D1; EP0442672A2

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ミサイル誘導システム
関し、特にミサイルの横方向および縦方向の加速度信号
が照準線（line of sight）レート信号および接近速度
信号と組合わされて所要の誘導信号を得る改善された誘
導システムに関する。

【０００２】

【従来の技術】周知のとおり、大半のホーミング・ミサ
イルは、ミサイルの照準線レートおよびミサイルと目標
間の接近速度を表わす信号を用いて所要の誘導制御信号
を得る比例航法誘導システムを使用している。接近速度
および照準線レートを表わす信号は、有効航行比Ｎ¹で
乗じて、実際のミサイルの加速度を制御するため用いら
れる加速度指令を生じる。良好な環境（妨害のないこと
を意味する）においては、ミサイル追随装置における目
標の行動、シンチレーション・ノイズおよび角度ノイズ
が、比例航法誘導システムにおいて高い距離外れの起生
に対する主たる要因である。不良環境（妨害が存在する
ことを意味する）においては、比例航法誘導システムを
用いるホーミング・ミサイルは、多重ブリンキング妨害
装置および速度ゲート・プルオフ妨害装置に対して特に
弱点を有する。

【０００３】これも周知のとおり、多重ブリンキング妨
害装置は、被妨害レーダを混乱させるデューティ・サイ
クル（即ち、ブリンキング速度）によって、スペクトル
が被妨害レーダの帯域をカバーする妨害信号を生じる
が、速度ゲート・プルオフ妨害装置は、被妨害レーダに
より受信される時この被妨害レーダが目標の速度追跡を
失うような信号を生じる。多重ブリンキング妨害装置あ
るいは速度ゲート・プルオフ妨害装置の場合、このよう
な手法は被妨害レーダをして目標の追跡を失わせる。こ
のため、被妨害レーダは、目標を再び捕らえるために再
捕捉モードに切換わらなければならない。

【０００４】従って、誘導システムが目標の再捕捉モー
ドに戻る時目標の再捕捉を容易にするため、適当な指令
信号を生じる誘導システムを提供することが望ましい。

【０００５】

【発明の概要】本発明によれば、距離、距離レート、ミ
サイルの照準線に直角の加速度、ミサイルの照準線に沿
った加速度、および目標に対するミサイルの照準線レー
トを表わす信号を用いる観測フィルタを備えたホーミン
グ・ミサイルのための誘導システムが提供される。この
フィルタは、ミサイルの照準線と直角の加速度を表わす
横方向加速度信号と、ミサイルの照準線レートを表わす
測定された照準線レート信号と、ミサイルの距離レート
を表わす測定された距離レート信号と、目標までのミサ
イルの距離を表わす距離信号とに応答して、推定された
照準線レート信号を生じる第１の手段を含む。この測定
照準線レート信号および推定照準線レート信号を用い
て、差の出力信号を生じる。この差の出力信号は、差の
出力信号を最小限に抑える手段を提供する第１の手段に
与えられる誤差信号を生じるため用いられる。このよう
な特定の構成により、推定照準線レート信号は、標準的
な比例航法システムで得ることができるものよりも、ミ
サイルの実際の照準線レートの更に正確な見積りを生じ
る。

【０００６】本発明の更に別の特徴によれば、ミサイル
から目標までの距離を表わす距離信号と、ミサイルから
目標までの距離レート（接近速度とも呼ばれる）を表わ
す測定距離レート信号と、ミサイルの照準線と直角の加
速度を表わす横方向加速度信号と、ミサイルの照準線に
沿った加速度を表わす縦方向加速度信号と、ミサイルか
ら目標に対する照準線レートを表わす測定照準線レート
信号とを含む複数の信号が観測フィルタに送られる。こ
の観測フィルタは、推定照準線レート信号、縦方向加速
度信号および測定距離レート信号に応答して推定距離レ
ート信号を生じる推定距離レート手段を含む。観測フィ
ルタはまた、推定距離レート信号に応答して推定距離信
号を生じる推定距離装置と、測定照準線レート信号、推
定距離レート信号、推定距離信号および横方向加速度信
号に応答して推定照準線レート信号を生じる推定照準線
レート手段とを含む。この推定距離レート信号および推
定照準線レート信号はそれぞれ、ミサイルから目標に対
する真の距離レートおよび照準線レートを特徴とする改
善された距離レート評価および改善された照準線レート
評価を行う。この改善された距離レート評価および改善
された照準線レート推定は、距離に依存しあるいは距離
に依存しないノイズによる距離外れの減少をもたらし、
速度ゲート・プルオフ妨害装置に対するホーミング・ミ
サイルの弱さを低減し、許容し得る逸失信号誘導（惰性
飛行）時間を増加する。

【０００７】本発明の更に別の特質によれば、推定距離
レート手段は、縦方向の加速度信号、推定照準線レート
信号および推定距離信号に応答して距離加速度信号を生
じる距離加速度手段と、測定距離レート信号および推定
距離レート信号に応答して距離レート差信号を生じる手
段とを含む。距離レート差信号は、距離レート差信号に
応答して距離加速度信号に加算される距離レート誤差信
号を生じる距離レート誤差信号手段により最小限に抑え
られる。更に、前記推定照準線手段は、測定照準線レー
ト信号および推定照準線レート信号に応答して、照準線
差信号を生じる手段を含む。照準線差信号は、横方向加
速度信号、推定距離信号および推定距離レート信号と共
に、照準線加速度信号を生じるように使用され、この加
速度信号は次に推定照準線レート信号を生じるため用い
られる。このような構成により、１０秒間の飛行の間に
４秒の惰行を行うミサイルは、目標を見失う代わりに、
約３.７ｍ（１２フィート）の距離外れを持つことにな
る。

【０００８】本発明を更に完全に理解するため、次に添
付図面の以降の記述を行う。

【０００９】

【実施例】対象とする誘導システムの詳細な説明に入る
前に、ホーミング・ミサイルの動作は当業者には周知で
あることを知るべきであり、従って、このようなミサイ
ルの動作については本文では詳細に記述しない。

【００１０】まず図１において、本発明によるホーミン
グ・ミサイル（図示せず）用誘導システム１００は、デ
ィジタル・コンピュータ２１と、オートパイロット２３
と、モノパルス・アンテナ１１、モノパルス演算回路網
１３、ジンバル１５、受信機１７、ディジタル／アナロ
グ信号入力部１９、後部受信機３１、後部アンテナ２
９、ジンバル制御回路１６、縦方向加速度計２５および
横方向加速度計２７を含む追随装置１０とを含むことが
示される。共にジンバル１５上に取付けられるように示
されるモノパルス・アンテナ１１およびモノパルス演算
回路網１３は、受信機１７へ送られるモノパルスの和お
よび差の信号を生じる。後者は、なかんずくモノパルス
信号を適当なベースバンド・ビデオ信号へダウンコンバ
ートして、照準誤差およびドップラ誤差信号を形成する
ように作用する。受信機１７からの出力信号は、ディジ
タル／アナログ信号入力部１９においてディジタル化さ
れ、ディジタル・コンピュータ２１に対する入力信号を
形成する。本願と同じ譲受人に譲渡された、１９７７年
７月１９日発行の米国特許第４，０３７，２０２号「ア
ドレス指定可能なフリップフロップ部を有するマイクロ
プログラム制御ディジタル・プロセッサ」に記載された
ものと類似のものでよいディジタル・コンピュータ２１
は、以下本文において詳細に述べる方法で、目標の撃墜
を行うため必要な誘導信号を生じるように働く。ここ
で、この米国特許に記載されたものに加えて、ディジタ
ル・コンピュータはまた、必要な誘導信号を生じる観測
フィルタ２２を形成する回路（図示せず）を含む。ディ
ジタル・コンピュータ２１からの誘導信号は、誘導信号
をミサイル制御面（図示せず）を制御するための等価制
御信号へ変換するように働くオートパイロット２３に対
して送られる。ディジタル・コンピュータ２１は、ま
た、ジンバル１５を制御するためのジンバル制御回路１
６へも制御信号を送る。ディジタル・コンピュータ２１
は、また、縦方向加速度計２５およびジンバル１５に取
付けられる横方向加速度計２７から入力信号を受取る。

【００１１】誘導システム１００は更に、後部アンテナ
２９および後部受信機３１を有する。後部アンテナ２９
は、目標照射信号の一部を受け、この信号を後部受信機
３１へ送り、ここで公知の方法で処理されて受信機１７
に対するコヒーレントな基準信号を生じる。

【００１２】先に簡単に述べたように、ここではディジ
タル・コンピュータ２１は観測フィルタ２２を含む。初
期の諸条件および目標の行動の如き全ての入力を知るこ
とは困難であるため、出力の測定が追随装置１０により
取出され、観測フィルタ２２により与えられるこれら測
定値の推定値と比較されて誤差信号を生じる。この誤差
信号は、以下本文に述べるように制御回路（図示せず）
により変更され、その結果が観測フィルタ２２へ戻され
てシステムの状態の諸因子を変更する。一定の目標の動
きあるいは初期条件の場合は、観測フィルタ２２が条件
の正確な値に漸近的に近似する故に、観測フィルタ２２
は「漸近性観測装置」と呼ばれる。

【００１３】誘導システム１００においては、追随装置
１０が、距離レート（接近速度）信号Ｒ’_mおよび照準
線レート信号λ’_mを生じ、これらがそれぞれ接近速度
および照準線レートの測定値を表わす。更に、追随装置
１０は、ミサイルの横方向の加速度およびミサイルの縦
方向の加速度の測定値をそれぞれ表わす横方向の加速度
信号Ｙ”_Mおよび縦方向の加速度信号Ｘ”_Mを生成する。
上記の信号を用いて、観測フィルタ２２（以下本文に述
べる）が、推定距離レート信号Ｒ’_estおよび推定照準
線レート信号λ’_estを生じることになり、次いでこれ
らを用いて観測フィルタ２２の状態を訂正するため誤差
信号を生じる。

【００１４】次に、図２によれば、例示のホーミング・
ミサイル戦闘において、場所（Ｘ_M，Ｙ_M）におけるミサ
イルが場所（Ｘ_T，Ｙ_T）の目標Ｔから距離Ｒにあるよう
に示される。ミサイルＭから目標Ｔまでの垂直距離ｙ
は、下式により与えられる。即ち、ｙ＝Ｒｓｉｎλ （式１）但し、ｙ＝Ｙ_T−Ｙ_Mであり、λはミサイルＭと目標Ｔ間
の照準線角である。距離Ｘは下式により与えられる。即
ち、Ｘ＝Ｒｃｏｓλ （式２）但し、Ｘ＝Ｘ_T−Ｘ_M式１および２の双方の第２導関数
は、それぞれ下式を生じる。即ち、ｙ”＝(Ｒλ”＋２Ｒ’λ”)ｃｏｓλ＋(Ｒ”−Ｒλ’²)ｓｉｎλ’（式３）Ｘ”＝−(Ｒλ”＋２Ｒ’λ’)ｓｉｎλ＋(Ｒ”−Ｒλ’²)ｃｏｓλ（式４）交点において、式(３)および(４)はそれぞれ下式の如く
表わすことができる。即ち、ｙ”＝Ｒλ”＋２Ｒ’λ’ （式５）Ｘ”＝Ｒ”−Ｒλ’² （式６）式（５）および（６）は、下記の形態に書き直すことが
できる。即ち、 λ”＝（ｙ”−２Ｒ’λ’）／Ｒ（式７）Ｒ”＝Ｘ”＋Ｒλ’² （式８）ｙ”およびＸ”項は下記の如く表わすことができる。即
ち、ｙ”＝ｙ”_T−ｙ”_M （式９）Ｘ”＝Ｘ”_T−Ｘ”_M （式10）また、従って、式（７）および（８）は、下記に約する
ことができる。即ち、 λ”＝（ｙ”_T−ｙ”_M−２Ｒ’λ’）／Ｒ（式11）Ｒ”＝Ｘ”_T−Ｘ”_M＋Ｒλ’² （式12）但し、λ”は照準線の加速度に等しく、Ｒはミサイルか
ら目標までの距離に等しく、ｙ”_Tは目標の横方向の加
速度に等しく、ｙ”_Mはミサイルの横方向の加速度に等
しく、Ｒ’は目標に対するミサイルの距離レート（接近
速度）に等しく、λ’は照準線レートに等しく、Ｒ”は
距離の加速度に等しく、Ｘ”_Tは目標の縦方向の加速度
に等しく、Ｘ”_Mはミサイルの縦方向の加速度に等し
い。式（１１）および（１２）はそれぞれ、以下におい
て詳細に述べる観測フィルタ２２（図１）の角度観測装
置７１（図４）と距離観測装置９１（図５）に対するプ
ラント（ｐｌａｎｔ）式である。ここでは、観測装置は
Ｄ．Ｇ．Ｌｅｕｎｂｅｒｇｅｒによる論文「観測装置序
論（ＡｎｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎｔｏＯｂｓｅ
ｒｖｅｒｓ）」（ＩＥＥＥＴｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ
ｏｎＡｕｔｏｍａｔｉｃＣｏｎｔｒｏｌ、第ＡＣ
−１６巻、第６号、５９６−６０２頁、１９７１年１２
月）に説明される如きシステムの制御のため必要な逸失
状態−可変情報を再構成するため用いることができると
いえば充分であろう。観測装置理論の更に詳細な説明
は、Ｔ．Ｋａｉｌａｔｈによるテキスト「線形システム
（ＬｉｎｅａｒＳｙｓｔｅｍｓ）」（Ｐｒｅｎｔｉｃｅ
Ｈａｌｌ社、ＮｅｗＪｅｒｓｅｙ，Ｅｎｇｌｅｗｏ
ｏｄＣｌｉｆｆｓ）の第４章に記載されており、これ
においては出力フィードバック制御システムと観測装置
の使用間の相違は、観測装置の場合入出力の両方が制御
ループへ送られることであることが記されている。換言
すれば、観測装置理論は、どのシステムの制御も全状態
のフィードバックが使用できるならば最適となることを
前提として働くが、この理論は全ての状態変数を測定
し、これらを処理しかつこれらを最適な性能を達成する
ため制御変数へ戻すことができないことを認識する。従
って、既知即ち既成事項でありあるいは測定可能である
程度に動的要因および入力とマッチする観測フィルタ２
２（図１）を構成しなければならない。

【００１５】次に図３において、式（１１）により与え
られたプラント式を実現する観測フィルタ４１が示され
ている。このプラント式は、制御されるべきシステムの
部分を記述し、これにおいてはパラメータは変更できな
い。制御変数は、横方向加速度計２７から得られるミサ
イルの照準線の横方向加速度信号ｙ”_Mであり、状態変
数は照準線レート信号λ’である。

【００１６】観測フィルタ４１は、状態変数の初期条
件、照準線レートλ’あるいは目標の加速度のいずれも
明確には知られない点を除いて、式（１１）から構成さ
れる。ミサイルの横方向の加速度ｙ”_Mは横方向加速度
計２７により直接測定され、照準線レートλ’は測定さ
れた照準誤差データをフィルタすることにより得られ
る。このため、ディジタル・コンピュータ２１に対する
入力信号の１つは、垂直方向のノイズあるいは妨害要因
であり得るノイズにより乱される照準線λ’である測定
された照準線のレート信号λ’_mである。観測フィルタ
４１内部では、測定照準線レート信号λ’_mと推定照準
線レート信号λ’_est（以下に述べるように生成され
る）間の差を表わす信号が、前記信号を減算器５５へ送
ることにより与えられる。結果として得る差の信号は、
フィードバック利得Ｌで乗じられて、推定照準線加速度
信号λ”_estを訂正する。このため、観測フィルタ４１
内部では、推定照準線レート信号λ’_estが乗算器４３
において測定距離レート信号Ｒ’_mの２倍を表わす信号
（以下本文において詳細に述べる如き方法で得られる）
により乗じられて、積２Ｒ’_mλ’を表わす信号を生じ
る。これは、インバータ４４により反転された後、加算
器４５においてミサイルの横方向加速度信号ｙ”_Mの負
数である信号が加算されて、量（−ｙ”_M−２Ｒ’
λ’）を表わす信号を形成する。ミサイルの横方向加速
度レート信号ｙ”_Mの負数である信号−ｙ”_Mは、横方向
加速度計２７によりミサイルの横方向加速度信号ｙ”_M
を測定して、横方向加速度計２７の出力信号をインバー
タ４７を介して送ることにより与えられ、これにより所
要の信号を生じる。量（−ｙ”_M−２Ｒ’λ’）は、ミ
サイル対目標のレート信号Ｒの逆数で乗算器４９におい
て乗じられ、目標（図示せず）の横方向加速度を生じる
ことなく式（１１）により与えられる補正されない推定
照準線加速度信号λ”_est−を形成する。この補正され
ない推定照準線加速度信号λ”_est−は、加算器５１に
おいて、誤差信号であり測定照準線レート信号λ’_mと
利得Ｌで乗じた推定照準線レート信号λ’_estとの差を
表わすフィードバック信号と組合わされる。加算器５１
から結果として得る信号は、積分器５３において積分さ
れて推定照準線レート信号λ’_estを生じる。

【００１７】先に簡単に述べたように、推定照準線レー
ト信号λ’_estは、測定された照準線レート信号λ’_mで
減算器５５において減算され、その結果は乗算器５７に
おいてフィードバック利得Ｌで乗じられ、第２の入力信
号として加算器５１に与えられる。推定照準線レート信
号λ’_estもまた、先に述べたように乗算器４３に与え
られる。

【００１８】推定照準線レート信号λ’_estはまた、観
測フィルタ４１から乗算器５９に送られ、ここでこの信
号は値−Ｎ^lＲ’_mを表わす信号で乗じられる、但し、Ｎ
^lは有効航行比でありＲ’_mは測定された距離レートであ
る。乗算器５９からの出力信号は、加速度指令信号とし
てオートパイロット２３に対して与えられる。先に簡単
に述べたように、オートパイロット２３は加速度指令信
号をミサイル制御面（図示せず）に対する制御信号へ変
換する。結果として得るミサイルの姿勢の変化は、ホー
ミング動力６１によりモデル化され、この動力は式１１
の実現であり、結果として測定照準線レート信号λ’_m
とミサイルの横方向加速度信号ｙ”_Mの双方を得る。

【００１９】理想的な比例航法において、ミサイルの横
方向加速度が下式により与えられるものとするならば、ｙ”_M＝−Ｎ^lＲ’λ’ （式13）式（１１）は下記の如くになる。即ち、 λ”＝（ｙ”_T＋（Ｎ^l−２）Ｒ’λ’）／Ｒ（式14）観測フィルタ４１により形成されるλ”_estは下式とし
て表わすことができる。即ち、 λ”_est＝（−ｙ”_M−２Ｒ’λ’_est）／Ｒ＋Ｌ（λ’_m−λ’_est）（式15）あるいは λ”_est＝−ｙ”_M／Ｒ＋Ｌλ’_m−(Ｒ’／Ｒ)λ’_est(ＬＲ／Ｒ’＋２)（式16）式（１４）における係数λ’が式（１６）におけるλ’
_estのそれと等しければ、観察装置の利得に対する下記
の値を生じる。即ち、Ｌ＝−Ｎ^lＲ’／Ｒ（式17）その結果、観測フィルタ４１の利得は、理想的な比例航
法を得るためには、式（１７）に示される如く距離Ｒお
よび距離レートＲ’と共に変化しなければならない。

【００２０】次に図４において、観察装置の利得がＲお
よびＲ’の双方と共に変化する角度観測装置７１が示さ
れる。式（１６）は、角度観測装置７１に対するプラン
ト式である。後者の詳細な記述を進める前に、対象とす
る角度観測装置７１がディジタル・コンピュータ２１内
部で実現されることを知るべきである。ディジタル・コ
ンピュータ２１に対する入力は、横方向加速度計２７か
らのミサイルの横方向加速度信号ｙ”_Mおよび受信機１
７（図１）からの測定照準線レート信号λ’_mである。

【００２１】角度観測装置７１内部では、横方向照準線
レート信号λ’_estが減算器７３において測定照準線レ
ート信号λ’_mを減算されて差信号（λ’_m−λ’_est）
を生じ、これは乗算器７５において利得Ｇ_lで乗じら
れ、ここでＧ_l＝Ｎ^lである。乗算器７５からの出力信号
は、加算器７７において以下に述べるように得られる推
定照準線レート信号の２倍を表わす信号２λ’_estと組
合わされる。従って、加算器７７から結果として得る出
力信号は、下式の形態をなす。即ち、Ｎ^l（λ’_m−λ’_est）＋２λ’_est （式18）加算器７７からの出力信号は、乗算器７９において距離
レートＲ’の負数で乗じられて、下式の信号を生じる。
即ち、 −Ｎ^lＲ’（λ’_m−λ’_est）−２Ｒ’λ’_est （式19）この信号は、加算器８１において横方向加速度計２７か
らの出力信号−ｙ”_Mの負数と組合わされる。加算器８
１からの出力信号は、乗算器８３において距離の逆数１
／Ｒで乗じられて、下式で与えられる推定照準線加速度
信号λ”_estを生じる。即ち、 λ”_est＝(Ｎ^lＲ’/Ｒ)(λ’_m−λ’_est)−(２Ｒ’/Ｒ)
λ’_est−ｙ’_M／Ｒ（式20）式（２０）が角度観測装置７１に対するプラント式であ
る式（１６）と等価であることが容易に判る。乗算器８
３からの推定照準線加速度信号λ”_estは、積分器８５
において積分されて推定照準線レート信号λ’_estを生
じ、これは入力信号として減算器７３（先に述べた如
き）、乗算器８７および乗算器８９に対して与えられ
る。推定照準線レート信号λ’_estは、乗算器８７によ
り２で乗じられて、先に述べたように、加算器７７に与
えられる推定照準線レートの２倍を表わす信号２λ’
_estを生じる。更に、推定照準線レート信号λ’_estは、
乗算器８９において値−Ｎ^lＲ’で乗じられて、ディジ
タル・コンピュータ２１によりオートパイロット２３に
対して与えられる加速度指令信号を生じる。本文に述べ
たように、このオートパイロットは、このような加速度
指令信号をミサイルの制御面（図示せず）に対する対応
する制御信号に変換するよう働く。ミサイルの姿勢に結
果として生じる変化は、新しい測定照準線レート信号
λ’_estが生じるミサイル追随装置１０（図１）におけ
るホーミング動力を介して検出される。

【００２２】もし何かの理由で追随装置１０（図１）が
例えば目標の消滅の場合等において目標の追跡を止めた
とするならば、角度観測装置７１はそのよう照準線レー
ト信号λ’_estを使用し続けて追随装置１０（図１）を
処理し、予測される目標位置の方向を捜し続けるように
する。更にまた、角度観測装置７１は、迎撃ミサイルに
追尾するようミサイル（図示せず）を操作するため使用
される加速度指令信号を生成し続ける。その結果、目標
の消滅が終わると、追随装置１０（図１）は目標の再捕
捉のため然るべき場所で探し、ミサイル（図示せず）は
目標の迎撃を行うため適正な方向に飛び続ける。

【００２３】角度観測装置７１は、飛行の増強段階ある
いは大きな最終的速度低下における如くミサイルの速度
が迅速に変化し続ける場合に対する距離Ｒの推定値およ
び距離レートＲ’を求める。

【００２４】次に図５において、本発明による距離観測
装置９１がディジタル・コンピュータ２１内部に形成さ
れる如くに示される。距離観測装置９１に対する入力信
号は、追随装置１０内部のディジタル／アナログ信号入
力部１９（図１）からの測定接近距離レート信号
Ｒ’_m、および縦方向加速度計２５からの縦方向の加速
度指令信号Ｘ”_Mを含む。距離観測装置９１に対するプ
ラント式は、式１２である。距離観測装置９１の内部で
は、角度観測装置７１（図４）からの推定照準線レート
信号λ’_estが乗算器９５において２乗され、この乗算
器の出力信号は後で乗算器９７において推定ミサイル対
目標距離レート信号Ｒ_estで乗じられて、Ｒ_estλ’² _est
を形成する。このような信号は、加算器９３において縦
方向加速度計２５からのミサイルの縦方向の加速度信号
Ｘ”_Mの負数が加算される。加算器９３からのＲλ’²−
Ｘ”_Mと等しい結果として得る推定距離加速度信号Ｒ”
_estが、加算器９９に対して入力信号として与えられ、
ここでこの信号は以下に述べるように生成される距離レ
ート・フィードバック誤差信号Ｋ（Ｒ’_m−Ｒ’_est）と
組合わされて、出力信号を形成する。この信号は、積分
器１０３において積分されて推定距離レート信号Ｒ’
_estを生じる。この推定距離レート信号Ｒ’_estは、減算
器１０５において追随装置１０からの測定距離レート信
号Ｒ’_mで減算される。減算器１０５からの距離レート
誤差信号は、乗算器１０１において因数ＫＲ’（ＫＲ’
はシステムの有効距離レート比）で乗じられて、先に述
べたように加算器９９に与えられる距離レート・フィー
ドバック誤差信号を形成する。減算器１０５に与えられ
ることに加えて、この推定距離レート信号Ｒ’_estは、
角度観測装置７１（図４）に対して入力として与えら
れ、また積分器１０７において積分されて推定距離信号
Ｒ_estを生じる。この推定距離信号Ｒ_estは、角度観測装
置７１（図４）および先に述べたように乗算器９７の双
方に対して入力として与えられる。

【００２５】距離観測装置９１は発射時に初期化され、
もし追随装置１０がこの時ロック状態に置かれなけれ
ば、ＫＲ’はゼロにセットされ、これは縦方向加速度計
２５からの縦方向の加速度信号Ｘ”_Mおよび角度観測装
置７１（図４）からの推定照準線レート信号λ’_estが
距離観測装置９１の主なドライバであることを意味す
る。追随装置１０がロック状態に置かれる時、ＫＲ’は
その適正値にセットされ、距離観測装置９１は、追随装
置１０内部のディジタル／アナログ信号入力部１９（図
１）からの測定距離レート信号Ｒ’_mと、距離観測装置
９１からの推定距離レート信号Ｒ’_estとの間の誤差か
ら生じる信号により連続的に訂正される。

【００２６】当業者には、減算器１０５からの距離レー
ト誤差信号Ｒ’_m−Ｒ’_estが速度ゲート・プルオフ妨害
装置から追随装置１０を保護する際に有効である。これ
は即ち、もし距離レート誤差が短時間内に大きくなるな
らば、推定距離レートＲ’_es _tが積分器１０３の出力か
ら得られ、従って迅速に変化し得ない故に、測定距離レ
ート信号Ｒ’_mが発散する筈である。結果として、速度
ゲート・プルオフ妨害装置からの信号は、ドップラ追跡
ゲート（図示しない、受信機１７（図１）内部）を目標
反射信号から引き離さなければならない。この場合、距
離観測装置９１は推定距離レート信号Ｒ’_estを距離レ
ートの最善の推定値に近づけるよう維持する。

【００２７】再び図４において、対象とする誘導システ
ム１００は距離Ｒおよび距離レートＲ'の両方の情報を
用いるため、これらの数値の精度に対するシステムの感
度を考察することが適当である。角度観測装置７１は、
距離がゼロになる時１になる１／Ｒ_estなる利得項を有
する。更に、もし距離の推定信号Ｒ_estが負のバイアス
誤差を持つならば、距離外れは指数的に増大することに
なる。しかし、もしこの推定距離信号Ｒ_estが小さな値
に限定されるならば、距離の推定信号における負のバイ
アスは外れを実質的に損なうことはなくなる。その結
果、角度観測装置７１におけるＲ_estに対して下限値を
用いなければならないが、対象とする誘導システムの性
能はこの限度の実際の値に対しては敏感ではない。

【００２８】推定距離レート信号Ｒ’_estは、角度観測
装置７１において許りではなく、オートパイロット２３
に対する加速度指令信号の取得においても使用される。
誘導システムの性能は、角度観測装置７１において使用
される推定距離レート信号Ｒ’_estに対して敏感でない
が、この性能はオートパイロット２３に対して用いられ
る加速度指令信号の生成に用いられる推定距離レート信
号Ｒ’_estの値に対しては敏感である。

【００２９】従って、対象とする誘導システム１００
は、使用される距離値を最小値Ｒ_MINに限定する必要が
あり、ここでＲ_MINは距離の推定値Ｒ_estにおける予期さ
れるバイアス誤差に基いて選定される。これが行われる
時、誘導システム１００は、従来の比例航法誘導システ
ムと同じ距離および距離レート誤差に対する不感性を略
々有する。

【００３０】次に図６においては、目標の消滅の場合に
おける誘導を行う際の対象とする誘導システム１００の
性能について説明する。このため、図６には、上方／頭
上目標エンゲージメント（ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ）弾道
が示される。目標反射信号（図示せず）が上方／頭上弾
道の上方部分で逸失されるならば、公知の比例航法シス
テムが惰行モードに入り、ミサイルは図示の如く直線で
飛び続けることになる。もしミサイル追随装置（図示せ
ず）が適正に処理されなければ、目標（図示せず）は急
速に追随装置のアンテナ・ビーム帯域幅から外れ、目標
の消滅が終った後、再捕捉は生じない。図示された弾道
において、目標反射信号が決して失われなければ、公知
の比例航法誘導システムが約０．３ｍ（１フィート）の
距離外れを生じることになる。反対に、もし目標の反射
信号が飛行中３秒間失われ４秒間の間隔だけ失われるな
らば、公知の比例航法誘導システム（図示せず）は追従
を失って、非常に大きな距離外れが生じる結果となる。

【００３１】対象とする誘導システム１００（図４）に
おいて、目標反射信号が３秒間失われて飛行するなら
ば、角度観測装置７１（図４）はエンゲージメント状態
と一致する照準線レートの推定値を生じ続ける。照準線
レートのこの推定値は、ミサイル（図示せず）を目標
（図示せず）に狙いをつけた状態に保持するため使用さ
れる。この照準線レートの推定値は、オートパイロット
２３（図４）に対する適正な加速度指令信号を生じて目
標の迎撃を行うため使用される。目標反射信号が戻る
と、対象とする誘導システム１００（図４）は目標（図
示せず）を視認しつつあり、その結果再捕捉が達成され
る。通常のホーミングが生じて、目標の迎撃が起生す
る。図示したエンゲージメントにおいては、１０秒間の
飛行の間に４秒間の惰行として、外れは約０.３ｍ（１
フィート）から約３.７ｍ（１２フィート）に増し、こ
れは全く満足できるものである。

【００３２】本発明の望ましい実施態様について記述し
たが、当業者には、本発明の概念を含む他の実施態様が
可能であることは明らかであろう。従って、これら実施
態様は開示された実施例に限定されるべきものではな
く、頭書の特許請求の範囲の趣旨によってのみ限定され
るべきものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるホーミング・ミサイル追随装置の
簡単なブロック図である。

【図２】本発明の誘導システムの理解に役立つ典型的な
ホーミング・ミサイル・エンゲージメントのスケッチで
ある。

【図３】観測フィルタを用いた比例航法誘導システムの
機能ブロック図である。

【図４】図３の誘導システムの簡単なブロック図であ
る。

【図５】本発明の誘導システムにおいて距離レート信号
が処理される方法を示す機能ブロック図である。

【図６】本発明の誘導システムの有効性を示す上で役立
つ上空の目標エンゲージメントのスケッチである。

【符号の説明】

１０追随装置１１モノパルス・アンテナ１３モノパルス演算回路網１５ジンバル１６ジンバル制御回路１７受信機１９ディジタル／アナログ信号入力部２１ディジタル・コンピュータ２２観測フィルタ２３オートパイロット２５縦方向加速度計２７横方向加速度計２９後部アンテナ３１後部受信機４１観測フィルタ４３乗算器４４インバータ４５加算器４７インバータ４９乗算器５１加算器５３積分器５５減算器５７乗算器５９乗算器６１ホーミング動力７１角度観測装置７３減算器７５乗算器７７加算器７９乗算器８１加算器８３乗算器８５積分器８７乗算器８９乗算器９１距離観測装置９３加算器９５乗算器９７乗算器９９加算器１００誘導システム１０１乗算器１０３積分器１０５減算器１０７積分器

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) G01S 13/66 - 13/72 G01S 13/88 F41G 7/22

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】輸送手段を誘導するシステムであって、
横方向加速度信号と、測定された照準線レート信号と、
前記輸送手段と該輸送手段が誘導される目標との間の距
離を示す距離信号と、測定された距離レート信号と、に
応答して、推定照準線レート信号を生じる第１の手段を
設け、該第１の手段は更に、（ａ）前記測定された照準線レート信号および前記推定
照準線レート信号に応答して、差出力信号を生じる手段
と、（ｂ）前記差出力信号に応答して、前記第１の手段に与
えられる誤差信号を発生して前記差出力信号を最小にす
る手段と、を備えた誘導システム。
【請求項２】前記第１の手段が更に、（ａ）前記横方向加速度信号および推定照準線レート信
号に応答して、推定照準線加速度信号を生じる第２の手
段と、（ｂ）前記誤差信号および推定照準線加速度信号に応答
して、訂正された推定照準線加速度信号を生じる手段
と、（ｃ）前記訂正された推定照準線加速度信号に応答し
て、前記推定照準線レート信号を生じる手段と、を含む請求項１記載の誘導システム。
【請求項３】（ａ）推定照準線レート信号と、縦方向
加速度信号と、測定された距離レート信号とに応答し
て、推定距離レート信号を生じる推定距離レート手段
と、（ｂ）前記推定距離レート信号に応答して、推定距離信
号を生じる推定距離手段と、（ｃ）測定された照準線レート信号と、推定距離レート
信号と、推定距離信号と、横方向加速度信号とに応答し
て、推定照準線レート信号を生じる推定照準線レート手
段と、を備えたミサイル誘導システム。
【請求項４】前記推定距離レート手段が、（ａ）前記縦方向加速度信号と、推定照準線レート信号
と、推定距離信号とに応答して、距離加速度信号を生じ
る距離加速度手段と、（ｂ）前記測定された距離レート信号および推定距離レ
ート信号に応答して、距離レート差信号を生じる手段
と、（ｃ）前記距離レート差信号に応答して、距離レート誤
差信号を提供するとともに前記距離加速度信号に距離レ
ート誤差信号を加えて前記距離レート差信号を最小にさ
せる距離レート誤差信号手段と、を含む請求項３記載の誘導システム。
【請求項５】前記推定照準線手段が、（ａ）前記測定された照準線レート信号および推定照準
線レート信号に応答して、照準線差信号を生じる手段
と、（ｂ）前記横方向加速度信号と、推定距離信号と、推定
距離レート信号と、照準線差信号とに応答して、照準線
加速度信号を生じる照準線加速度手段と、（ｃ）前記照準線加速度信号に応答して、前記推定照準
線レート信号を生じる手段と、を含む請求項４記載の誘導システム。
【請求項６】（ａ）追随装置からの離れた目標に対す
る距離、距離レート、照準線および照準線レートを有す
る追随装置を設け、該追随装置は、測定された照準線レ
ート信号と、測定された距離レート信号と、縦方向加速
度信号と、横方向加速度信号を生じ、（ｂ）フィルタを設け、該フィルタは（ｉ）推定照準線レート信号と、縦方向加速度信号と、
測定された距離レート信号とに応答して、推定距離レー
ト信号を生じる手段と、（ii）前記推定距離レート信号に応答して、推定距離信
号を生じる手段と、 (iii) 前記測定された照準線レート信号と、推定距離レ
ート信号と、推定距離信号と、横方向加速度信号とに応
答して、推定照準線レート信号を生じる手段とを含み、
更に、（ｃ）測定された距離レート信号及び測定された照準線
レート信号がなければ、前記推定照準線レート信号およ
び推定距離レート信号に応答して、オートパイロットに
対する必要な誘導制御信号を生じる手段と、を備えた誘導システム。