JP4245175B2 - Semi-active radio wave induction device - Google Patents
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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
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,
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
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
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
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
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
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
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,
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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.
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 (4)
In the flying object guidance method in which the target irradiation wave is guided toward the moving object in the beam of the target irradiation wave, the target irradiation wave is received by the back lobe and the rear antenna of the front antenna, while the target reflected wave from the target moving object is received. The Doppler band of the target reflected wave is extracted by canceling the Doppler band of the target irradiation wave based on the output from the front antenna and the rear antenna received by the front antenna, and the flying using the extracted Doppler component. A flying object guiding method characterized by guiding a flying object.
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.
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