JP6350229B2 - Guidance device - Google Patents

Guidance device Download PDF

Info

Publication number
JP6350229B2
JP6350229B2 JP2014228718A JP2014228718A JP6350229B2 JP 6350229 B2 JP6350229 B2 JP 6350229B2 JP 2014228718 A JP2014228718 A JP 2014228718A JP 2014228718 A JP2014228718 A JP 2014228718A JP 6350229 B2 JP6350229 B2 JP 6350229B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
target
information
relative relationship
calculation unit
dbs
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2014228718A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP2016090528A (en
Inventor
義和 石岡
義和 石岡
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Electric Corp
Original Assignee
Mitsubishi Electric Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Electric Corp filed Critical Mitsubishi Electric Corp
Priority to JP2014228718A priority Critical patent/JP6350229B2/en
Publication of JP2016090528A publication Critical patent/JP2016090528A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP6350229B2 publication Critical patent/JP6350229B2/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Description

この発明は、飛しょう体に搭載する誘導装置に関する。   The present invention relates to a guidance device mounted on a flying object.

飛しょう体に搭載され、ドップラレーダを使用して目標を観測する誘導装置が知られている。従来のこの種の誘導装置は、目標反射波（以下、目標信号と称す）のドップラ周波数と、誘導装置の備えるアンテナのメインローブ方向の海面反射波（以下、クラッタと称す）のドップラ周波数とが重なる領域（以下、ビーム領域と称す）において、目標信号がクラッタ信号に埋もれて目標信号の検出が困難となり、クラッタ信号を誤検出する可能性がある。また、誘導装置がレーダ反射面積（以下、ＲＣＳと称す）の小さいステルス艦を標的とする場合、その目標反射波信号が小さくなって、クラッタ信号を誤検出する可能性が高くなる。   There is known a guidance device that is mounted on a flying object and observes a target using a Doppler radar. A conventional induction device of this type has a Doppler frequency of a target reflected wave (hereinafter referred to as a target signal) and a Doppler frequency of a sea surface reflected wave (hereinafter referred to as a clutter) in the main lobe direction of the antenna included in the induction device. In an overlapping region (hereinafter referred to as a beam region), the target signal is buried in the clutter signal, making it difficult to detect the target signal, and the clutter signal may be erroneously detected. Further, when the guidance device targets a stealth ship having a small radar reflection area (hereinafter referred to as RCS), the target reflected wave signal becomes small and the possibility of erroneous detection of the clutter signal increases.

一方、ドップラービームシャープニング（以下、ＤＢＳと称す）方式のドップラレーダを用いることによって、誘導装置に搭載されたレーダの分解能を向上させ、従来方式の誘導装置では検出が困難となる、目標反射波信号がクラッタより小さい標的及び移動速度が遅く目標信号がビーム領域に近い標的の検出が可能となる（例えば、特許文献１参照）。   On the other hand, by using a Doppler beam sharpening (hereinafter referred to as DBS) type Doppler radar, the resolution of the radar mounted on the guidance device is improved, and the target reflected wave is difficult to detect with the conventional guidance device. It is possible to detect a target whose signal is smaller than clutter and a target whose moving speed is slow and whose target signal is close to the beam region (see, for example, Patent Document 1).

特開２０００−６５９２５号公報JP 2000-65925 A

ＤＢＳ方式のドップラレーダを誘導装置に搭載することにより、従来方式の誘導装置では検出が困難となる、目標信号がクラッタより小さい標的及び移動速度が遅く目標信号がビーム領域に近い標的の検出が可能となる。   By installing a DBS Doppler radar in the guidance device, it is difficult to detect with the conventional guidance device, and it is possible to detect targets whose target signal is smaller than the clutter and targets whose movement speed is slow and the target signal is close to the beam area. It becomes.

また、レーダの分解能の向上により、目標の形状を誘導装置が認識することが可能となり、アンテナビーム内の密集目標の分離が可能になるとともに、目標の脆弱部を認識可能になるという利点がある。   In addition, by improving the resolution of the radar, it is possible for the guidance device to recognize the target shape, and it is possible to separate the dense targets in the antenna beam and to recognize the weak part of the target. .

しかしながら、ＤＢＳ方式においてレーダの分解能を向上させるためには、目標方向に対して必要なスクイント角を取った上で、合成開口処理によって目標反射波信号を処理する必要がある。そのため標的に対して回り込むような飛しょう軌跡を描く必要があり、この回り込みにより標的撃墜までの時間が増加し、射程縮減及び撃墜確率低下へ繋がるという課題があった。ここで、スクイント角とは、飛しょう体の速度ベクトルと飛しょう体から見た標的となる目標方向とのなす角である。   However, in order to improve the resolution of the radar in the DBS method, it is necessary to process the target reflected wave signal by the synthetic aperture processing after taking a squint angle necessary for the target direction. For this reason, it is necessary to draw a flight trajectory that wraps around the target. This wraparound increases the time until the target shoots down, leading to a reduction in range and a reduction in shoot probability. Here, the squint angle is an angle formed by the velocity vector of the flying object and the target direction as a target viewed from the flying object.

また、スクイント角が小さい経路で飛しょうすると、標的とする目標の形状を誘導装置が認識することが不可能となり、アンテナビーム内の密集目標分離及び目標の脆弱部の認識が不可能になる。   Further, when flying along a route with a small squint angle, it is impossible for the guidance device to recognize the target shape, and it is impossible to separate dense targets in the antenna beam and to recognize a weak portion of the target.

この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、ＤＢＳ方式を使用することによって引き起こされる、目標への会合までの時間の増加による射程の縮減及び目標と会合する確率の低下を低減することを目的とする。   The present invention has been made to solve such a problem, and reduces the reduction in the range and the decrease in the probability of meeting with the target caused by the increase in the time until the meeting with the target caused by using the DBS method. For the purpose.

この発明による誘導装置は、アンテナで受信した目標からの反射波の受信信号を用いて、当該アンテナから送信したアンテナビーム内の密集目標を分離するＤＢＳ（ドップラービームシャープニング）処理を行い、目標の形状を含む目標観測情報を得るＤＢＳ処理部と、慣性情報と上記目標観測情報から目標との相対関係を表す目標相対関係情報を算出し、当該目標相対関係情報を出力する目標相対関係算出部と、上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報と上記目標相対関係算出部からの目標相対関係情報とを用いて、目標追尾における推定追尾誤差を算出し、出力する追尾誤差算出部と、上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、上記アンテナから送信したアンテナビーム内の目標数を算出し、出力する目標数算出部と、上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、目標形状を算出し、出力する形状情報算出部と、上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、目標信号電力を算出する目標信号電力算出部と、上記目標相対関係算出部と上記追尾誤差算出部と上記目標数算出部と上記形状情報算出部と上記目標信号電力算出部からの出力に基づいて、スクイント角指令値を算出するスクイント角設定器と、スクイント角設定器の算出したスクイント角指令値と目標相対関係算出部の目標相対関係情報に基づいて、所望のスクイント角を得て飛しょう体を目標に誘導するための加速度指令を算出する誘導計算処理部とを備えたものである。   The guidance device according to the present invention performs a DBS (Doppler beam sharpening) process for separating a dense target in an antenna beam transmitted from the antenna, using a received signal of a reflected wave from the target received by the antenna, A DBS processing unit that obtains target observation information including a shape; a target relative relationship calculation unit that calculates target relative relationship information representing a relative relationship between the target from the inertia information and the target observation information, and outputs the target relative relationship information; The tracking error calculation unit that calculates and outputs an estimated tracking error in target tracking using the target observation information from the DBS processing unit and the target relative relationship information from the target relative relationship calculation unit, and the DBS processing unit The target number calculation unit for calculating and outputting the target number in the antenna beam transmitted from the antenna using the target observation information from the antenna, and the DBS process A target shape is calculated using the target observation information from the unit, and is output; a target signal power calculation unit that calculates the target signal power using the target observation information from the DBS processing unit; A squint angle setting unit that calculates a squint angle command value based on outputs from the target relative relationship calculating unit, the tracking error calculating unit, the target number calculating unit, the shape information calculating unit, and the target signal power calculating unit; Based on the squint angle command value calculated by the squint angle setting device and the target relative relationship information of the target relative relationship calculation unit, a guidance for calculating an acceleration command for obtaining a desired squint angle and guiding the flying object to the target And a calculation processing unit.

この発明によれば、所望のスクイント角を確保する飛しょう経路に起因して、目標への会合までの時間の増加による射程の縮減及び目標と会合する確率の低下を抑えることができるので、飛しょう体をより確実に目標に誘導することができる。   According to the present invention, it is possible to suppress a reduction in range and a decrease in the probability of meeting with a target due to an increase in time to meeting with the target due to a flight route that secures a desired squint angle. The ginger can be guided to the target more reliably.

この発明の実施の形態１による誘導装置の構成を示すブロック図である。It is a block diagram which shows the structure of the guidance device by Embodiment 1 of this invention. この発明の実施の形態１による誘導装置の運用例におけるＤＢＳ方式特有の技術課題を説明するための図である。It is a figure for demonstrating the technical subject peculiar to the DBS system in the operation example of the guidance device by Embodiment 1 of this invention. この発明の実施の形態１の誘導装置によるＤＢＳ方式特有の技術課題を解決するための処理フローを示す図である。It is a figure which shows the processing flow for solving the technical subject peculiar to the DBS system by the guidance device of Embodiment 1 of this invention. この発明の実施の形態１による誘導装置を用いてＤＢＳ方式特有の技術課題を解決した運用例を説明するための図である。It is a figure for demonstrating the operation example which solved the technical subject peculiar to a DBS system using the guidance device by Embodiment 1 of this invention.

実施の形態１．
図１は、この発明に係る実施の形態１による誘導装置の構成を示すブロック図である。図１において、実施の形態１による誘導装置２１は、信号処理器２２と、受信機３と、送信機４と、アンテナ１０と、慣性装置７を備える。また、信号処理器２２は、送受信制御部６と、目標相対関係算出部８と、ＤＢＳ処理部５と、追尾誤差算出部２３と、目標数算出部２４と、目標形状情報算出部２５と、目標信号電力算出部２６と、スクイント角設定器２７と、誘導計算処理部２８を備える。誘導装置２１は、操舵翼およびロケットモータを備えた図示しない飛しょう体に搭載される。また、当該飛しょう体は、航空機（発射母機）に装着されて、発射母機から発射される。 Embodiment 1 FIG.
FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the guidance device according to Embodiment 1 of the present invention. In FIG. 1, the guidance device 21 according to the first embodiment includes a signal processor 22, a receiver 3, a transmitter 4, an antenna 10, and an inertial device 7. The signal processor 22 includes a transmission / reception control unit 6, a target relative relationship calculation unit 8, a DBS processing unit 5, a tracking error calculation unit 23, a target number calculation unit 24, a target shape information calculation unit 25, A target signal power calculation unit 26, a squint angle setting unit 27, and a guidance calculation processing unit 28 are provided. The guidance device 21 is mounted on a flying body (not shown) including a steering blade and a rocket motor. Further, the flying object is mounted on an aircraft (launching mother machine) and is launched from the launching mother machine.

送信機４はアンテナ１０を介して目標（図示せず）に向けて送信信号１１を送信する。受信機３はアンテナ１０を介して目標からの反射波である目標反射波を受信して所要のレベルに増幅した後、目標からの受信信号１２をＤＢＳ処理部５に出力する。慣性装置７は、誘導装置２１の慣性情報１７を目標相対関係算出部８に出力する。   The transmitter 4 transmits a transmission signal 11 toward a target (not shown) via the antenna 10. The receiver 3 receives a target reflected wave that is a reflected wave from the target via the antenna 10 and amplifies the target reflected wave to a required level, and then outputs a received signal 12 from the target to the DBS processing unit 5. The inertia device 7 outputs the inertia information 17 of the guidance device 21 to the target relative relationship calculation unit 8.

ＤＢＳ処理部５は、受信信号１２をＤＢＳ処理した結果である目標観測情報１６を目標相対関係算出部８に出力する。目標相対関係算出部８は、慣性情報１７と目標観測情報１６とを用いて、誘導装置２１と目標との相対関係を表す情報である目標相対関係情報１５を算出し、目標相対関係情報１５を誘導計算処理部２８と送受信制御部６とに出力する。目標相対関係情報１５は、例えば目標との相対距離、相対速度、相対位置等の情報からなる。   The DBS processing unit 5 outputs target observation information 16 that is a result of DBS processing of the received signal 12 to the target relative relationship calculation unit 8. The target relative relationship calculation unit 8 uses the inertia information 17 and the target observation information 16 to calculate target relative relationship information 15 that is information representing the relative relationship between the guidance device 21 and the target. The data is output to the guidance calculation processing unit 28 and the transmission / reception control unit 6. The target relative relationship information 15 includes information such as a relative distance to the target, a relative speed, and a relative position.

誘導計算処理部２８は、目標相対関係情報１５に基づき、目標に誘導するための加速度指令１８を算出する。送受信制御部６は、入力した目標相対関係情報１５をもとに送信波の送信タイミング制御、送信波の送信指向方向制御及び送信波変調制御を行う送信機制御信号１４を生成し、送信機４に対して出力する。また、送受信制御部６は、受信機３に対して目標反射波の受信タイミング制御を行う受信機制御信号１３を生成し出力する。   The guidance calculation processing unit 28 calculates an acceleration command 18 for guiding to the target based on the target relative relationship information 15. The transmission / reception control unit 6 generates a transmitter control signal 14 for performing transmission wave transmission timing control, transmission wave transmission direction control, and transmission wave modulation control based on the input target relative relationship information 15. Output for. In addition, the transmission / reception control unit 6 generates and outputs a receiver control signal 13 for controlling the reception timing of the target reflected wave with respect to the receiver 3.

送信機４は、送信機制御信号１４の情報を送信信号１１として、アンテナ１０に送信信号１１を送信する。アンテナ１０は目標方向に指向し、送信機４から出力される送信信号１１を目標へ向けて照射するとともに、目標からの反射波を受信し、その受信信号１２を受信機３へ出力する。   The transmitter 4 transmits the transmission signal 11 to the antenna 10 using the information of the transmitter control signal 14 as the transmission signal 11. The antenna 10 is directed to the target direction, irradiates the transmission signal 11 output from the transmitter 4 toward the target, receives a reflected wave from the target, and outputs the received signal 12 to the receiver 3.

ＤＢＳ処理部５は、受信信号１２をＤＢＳ処理した結果である目標観測情報１６を生成し、目標相対関係算出部８と追尾誤差算出部２３と目標数算出部２４と目標形状算出部２５と目標信号電力算出部２６に出力する。   The DBS processing unit 5 generates target observation information 16 that is a result of DBS processing of the received signal 12, a target relative relationship calculation unit 8, a tracking error calculation unit 23, a target number calculation unit 24, a target shape calculation unit 25, and a target It outputs to the signal power calculation part 26.

目標相対関係算出部８は、慣性装置７の出力する慣性情報１７と目標観測情報１６を用いて、誘導装置２１と目標との相対関係を表す情報である目標相対関係情報１５を算出し、算出した目標相対関係情報１５を、誘導計算処理部２８と送受信制御部６と追尾誤差算出部２３とスクイント角設定器２７に出力する。   The target relative relationship calculation unit 8 calculates target relative relationship information 15 that is information representing the relative relationship between the guidance device 21 and the target using the inertia information 17 and the target observation information 16 output from the inertia device 7. The target relative relationship information 15 is output to the guidance calculation processing unit 28, the transmission / reception control unit 6, the tracking error calculation unit 23, and the squint angle setting unit 27.

追尾誤差算出部２３は、目標観測情報１６と目標相対関係情報１５とを用いて目標追尾における推定追尾誤差２９を算出し、推定追尾誤差２９をスクイント角設定器２７に出力する。   The tracking error calculation unit 23 calculates an estimated tracking error 29 in target tracking using the target observation information 16 and the target relative relationship information 15, and outputs the estimated tracking error 29 to the squint angle setting unit 27.

目標数算出部２４は、ＤＢＳ処理部５の目標観測情報１６から、アンテナビーム内の目標数３０を算出し、算出した目標数３０をスクイント角設定器２７に出力する。   The target number calculation unit 24 calculates the target number 30 in the antenna beam from the target observation information 16 of the DBS processing unit 5, and outputs the calculated target number 30 to the squint angle setting unit 27.

目標形状情報算出部２５は、目標観測情報１６から目標形状３１を算出し、目標形状３１をスクイント角設定器２７に出力する。   The target shape information calculation unit 25 calculates the target shape 31 from the target observation information 16 and outputs the target shape 31 to the squint angle setting unit 27.

目標信号電力算出部２６は、目標観測情報１６から目標信号電力３２を算出し、目標信号電力３２をスクイント角設定器２７に出力する。   The target signal power calculation unit 26 calculates the target signal power 32 from the target observation information 16 and outputs the target signal power 32 to the squint angle setting unit 27.

スクイント角設定器２７は、前記目標相対関係情報１５と、前記推定追尾誤差２９と、前記目標数３０と、前記目標形状３１と、前記目標信号電力３２と、後述の海面状態３３と目標先見情報３４とが入力される。スクイント角設定器２７は、これらの入力情報に基づいてスクイント角指令値３５を生成し、スクイント角指令値３５を誘導計算処理部２８に出力する。ここで、海面状態３３の情報は、誘導装置２１の搭載飛しょう体の発射前に、当該飛しょう体を装着した発射母機から誘導装置２１に入力され、スクイント角設定器２７に設定される。同様に、目標先見情報３４の情報は、誘導装置２１の搭載飛しょう体の発射前に、当該飛しょう体を装着した発射母機から誘導装置２１に入力され、スクイント角設定器２７に設定される。目標先見情報３４は、発射後も逐次データ更新が可能である。また、目標先見情報３４は、目標数、目標のＲＣＳ、目標方位角からなる。   The squint angle setting unit 27 includes the target relative relationship information 15, the estimated tracking error 29, the target number 30, the target shape 31, the target signal power 32, a sea level state 33 and target foreseeing information described later. 34 is input. The squint angle setting unit 27 generates a squint angle command value 35 based on the input information, and outputs the squint angle command value 35 to the guidance calculation processing unit 28. Here, the information on the sea surface state 33 is input to the guidance device 21 from the launching mother machine on which the flying object is mounted and set in the squint angle setting unit 27 before the flying object on which the guidance device 21 is mounted. Similarly, the information of the target foresight information 34 is input to the guiding device 21 from the launching mother machine on which the flying object is mounted and set in the squint angle setting device 27 before the flying object on which the guiding device 21 is mounted. . The target foresight information 34 can be updated sequentially even after launch. The target foresight information 34 includes a target number, a target RCS, and a target azimuth angle.

誘導計算処理部２８は、スクイント角設定器２７からのスクイント角指令値３５と目標相対関係情報１５とを用いて、スクイント角指令値に基づく所望のスクイント角を確保して、誘導装置２１の搭載飛しょう体を目標に誘導するための加速度指令１８を算出する。   The guidance calculation processing unit 28 secures a desired squint angle based on the squint angle command value using the squint angle command value 35 and the target relative relationship information 15 from the squint angle setting unit 27, and mounts the guidance device 21. An acceleration command 18 for guiding the flying object to the target is calculated.

次に、実施の形態１による誘導装置２１の動作を説明する。
図２は、実施の形態１による誘導装置２１の運用例におけるＤＢＳ方式特有の技術課題を説明するための図である。図３は、実施の形態１による誘導装置２１における上記技術課題を解決するための処理フローを示す図である。図４は、実施の形態１による誘導装置２１を用いてＤＢＳ方式特有の技術課題の解決を図った運用例を説明するための図である。 Next, the operation of the guidance device 21 according to Embodiment 1 will be described.
FIG. 2 is a diagram for explaining a technical problem peculiar to the DBS system in the operation example of the guidance device 21 according to the first embodiment. FIG. 3 is a diagram showing a processing flow for solving the technical problem in the guidance device 21 according to the first embodiment. FIG. 4 is a diagram for explaining an operation example in which a technical problem peculiar to the DBS system is solved by using the guidance device 21 according to the first embodiment.

図２において、発射母機５１は誘導装置２１を搭載した飛しょう体５２を装着し、発射する。飛しょう体５２は、発射母機５１から発射された後、固定及び低速移動中の目標５３に向けて飛しょうする。固定及び低速移動体６０は、目標５３の近傍に位置している。飛しょう体５２は、飛しょう体５２と目標５３との相対距離５５において、飛しょう体の速度ベクトル５４、スクイント角５６を有して、ＤＢＳ処理を行う場合の飛しょう経路５８を飛しょうする。また、飛しょう経路５７はＤＢＳ処理を行わない場合の通常の経路である。また、誘導装置２１のアンテナビーム５９は、目標５３と固定及び低速移動体６０を照射している。   In FIG. 2, the launch mother machine 51 is mounted with a flying body 52 on which the guidance device 21 is mounted and fires. After flying from the launch mother machine 51, the flying body 52 flies toward the target 53 that is stationary and moving at a low speed. The fixed and low-speed moving body 60 is located in the vicinity of the target 53. The flying object 52 has a flying object velocity vector 54 and a squint angle 56 at a relative distance 55 between the flying object 52 and the target 53, and flies through the flying path 58 when performing DBS processing. . The flight route 57 is a normal route when DBS processing is not performed. The antenna beam 59 of the guidance device 21 irradiates the target 53 and the fixed and low-speed moving body 60.

通常の飛しょう体は、母機５１から射出された飛しょう体５２が、飛しょう経路５７を通って目標５３に誘導される。しかしながらＲＣＳが小さく目標反射波信号が小さくなる目標５３もしくは固定及び低速移動中の目標６０は、その検出が困難となって、クラッタ信号を誤検出し、目標に会合しない可能性が高くなる。また、アンテナビーム５９内の密集目標（目標５３もしくは固定及び低速移動中の目標６０）の分離は困難であるため、飛しょう体５２が誘導されるべき指定した目標５３ではない物体（固定及び低速移動中の目標６０）に、誘導される可能性もある。   As for a normal flying object, the flying object 52 ejected from the mother machine 51 is guided to the target 53 through the flying route 57. However, it is difficult to detect the target 53 with a small RCS and a small target reflected wave signal, or the target 60 during fixed and low-speed movement, and it is highly possible that the clutter signal is erroneously detected and does not meet the target. In addition, since it is difficult to separate a dense target (target 53 or target 60 during fixed and low-speed movement) in the antenna beam 59, an object (fixed and low-speed) that is not the designated target 53 to which the flying object 52 should be guided. There is also the possibility of being guided to a moving target 60).

一方、ＤＢＳ処理を行う誘導装置２１を搭載した飛しょう体５２は、高分解能化により目標分離及びクラッタ信号抑制が可能であるため、指定した目標５３に対しての誘導は可能である。しかしながら、飛しょう経路５８を通って目標５３に誘導されるため、標的に対して回り込むような飛しょう軌跡を描く必要があり、標的撃墜までの時間増加による射程縮減及び撃墜確率低下へ繋がるというＤＢＳ方式特有の技術課題がある。また、スクイント角が小さい経路で飛しょうすると分解能が小さくなるため、目標の形状を誘導装置が認識することが不可能となり、アンテナビーム内の密集目標分離及び目標の脆弱部の認識が不可能になるという問題がある。従来の誘導装置では、ＤＢＳ処理結果から目標相対距離算出部が出力した目標相対関係情報のみに基づいて飛しょう体の誘導を実施していた。   On the other hand, the flying object 52 equipped with the guidance device 21 that performs DBS processing can perform target separation and clutter signal suppression by increasing the resolution, and therefore can guide the designated target 53. However, since it is guided to the target 53 through the flight route 58, it is necessary to draw a flight trajectory that wraps around the target, which leads to a reduction in range and a reduction in shooting probability due to an increase in time to target shooting. There are technical issues specific to the system. In addition, since the resolution decreases when flying along a route with a small squint angle, it is impossible for the guidance device to recognize the target shape, and it is impossible to separate the dense target in the antenna beam and recognize the weak part of the target. There is a problem of becoming. In the conventional guidance device, the flying object is guided based only on the target relative relationship information output from the target relative distance calculation unit from the DBS processing result.

これに対し、実施の形態１の誘導装置２１は、図３の処理フローを用いることにより、ＤＢＳ方式を使用した場合に引き起こされる、標的撃墜までの時間増加による射程縮減及び撃墜確率低下といったＤＢＳ方式特有の技術課題を、改善することができる。   In contrast, the guidance device 21 according to the first embodiment uses the processing flow of FIG. 3 to cause the DBS method such as a reduction in range and a reduction in the probability of shooting down caused by an increase in time to target shooting, which is caused when the DBS method is used. Specific technical issues can be improved.

図３において、誘導装置２１は、次のステップＳ１０１〜Ｓ１０９の処理を行う。
まず、ステップＳ１０１において、ＤＢＳ処理部５は、受信機３より出力された受信信号に対してＤＢＳ処理を実施し、目標観測情報１６を出力する。 In FIG. 3, the guidance device 21 performs the following steps S101 to S109.
First, in step S <b> 101, the DBS processing unit 5 performs DBS processing on the reception signal output from the receiver 3 and outputs target observation information 16.

次に、ステップＳ１０２において、目標相対関係算出部８が、慣性装置７から出力された慣性情報とＤＢＳ処理部５から出力された目標観測情報とを用いて、飛しょう体５２と目標との目標相対関係情報１５を算出する。   Next, in step S102, the target relative relationship calculation unit 8 uses the inertia information output from the inertial device 7 and the target observation information output from the DBS processing unit 5 to target the flying object 52 and the target. The relative relationship information 15 is calculated.

続いて、ステップＳ１０３において、追尾誤差算出部２３が、ＤＢＳ処理部５から出力された目標観測情報と目標相対関係算出部８から出力された目標相対関係情報とを用いて目標追尾における推定追尾誤差２９を算出する。   Subsequently, in step S103, the tracking error calculation unit 23 uses the target observation information output from the DBS processing unit 5 and the target relative relationship information output from the target relative relationship calculation unit 8 to estimate the tracking error in target tracking. 29 is calculated.

次に、ステップＳ１０４において、目標数算出部２４が、ＤＢＳ処理部５から出力された目標観測情報からアンテナビーム内の目標数３０を算出する。   Next, in step S104, the target number calculation unit 24 calculates the target number 30 in the antenna beam from the target observation information output from the DBS processing unit 5.

次に、ステップＳ１０５において、形状情報算出部２５が、ＤＢＳ処理部５から出力された目標観測情報から目標形状３１を算出する。   Next, in step S <b> 105, the shape information calculation unit 25 calculates the target shape 31 from the target observation information output from the DBS processing unit 5.

次いで、ステップＳ１０６において、目標受信信号電力算出部２６が、ＤＢＳ処理部５から出力された目標観測情報から目標信号電力３２を算出する。   Next, in step S <b> 106, the target received signal power calculation unit 26 calculates the target signal power 32 from the target observation information output from the DBS processing unit 5.

次に、ステップＳ１０７において、Ｓ１０２からＳ１０６までの処理結果、発射前に設定される海面状態及び発射前もしくは発射後に発射母機等から得られる目標情報を用いて、スクイント角設定器２７は、その内部に保存されているスクイント角設定テーブルの情報から、現状の飛しょう状態に対して最適であるスクイント角を抽出する。また、スクイント角設定器２７は、抽出したスクイント角と現状のスクイント角を比較し、スクイント角を小さい値（角度）に変更可能であると判断した場合には、次のステップＳ１０８に進み、スクイント角変更不可能である場合はスクイント角指令値３５の変更は実施せずステップＳ１０９に進む。   Next, in step S107, the squint angle setting unit 27 uses the processing result from S102 to S106, the sea level state set before launching, and the target information obtained from the launching mother machine before launching or after launching. The squint angle that is optimal for the current flight state is extracted from the information of the squint angle setting table stored in. If the squint angle setting unit 27 compares the extracted squint angle with the current squint angle and determines that the squint angle can be changed to a small value (angle), the squint angle setting unit 27 proceeds to the next step S108, If the angle cannot be changed, the squint angle command value 35 is not changed and the process proceeds to step S109.

さらに、ステップＳ１０８において、スクイント角設定器２７は、スクイント角指令値３５を、スクイント角設定テーブルから抽出したスクイント角に変更する。   Further, in step S108, the squint angle setting unit 27 changes the squint angle command value 35 to the squint angle extracted from the squint angle setting table.

続いて、ステップＳ１０９において、誘導計算処理部２８は、スクイント角指令値３５と目標相対関係算出部８が出力した目標相対関係情報１５とを用いて、飛しょう体５２を目標５３に誘導するための加速度指令１８を算出し、飛しょう体５２の機体運動を制御するための誘導計算を行う。   Subsequently, in step S109, the guidance calculation processing unit 28 uses the squint angle command value 35 and the target relative relationship information 15 output by the target relative relationship calculation unit 8 to guide the flying object 52 to the target 53. The acceleration command 18 is calculated, and guidance calculation for controlling the airframe motion of the flying object 52 is performed.

次に、実施の形態１の誘導装置２１によりＤＢＳ方式特有の技術課題の解決を図った運用例を説明する。図４において、発射母機５１は、誘導装置２１を搭載した飛しょう体５２を発射する。飛しょう体５２は、発射母機５１から発射された後、固定及び低速移動中の目標５３に向けて、飛しょう経路６１または小さい値へのスクイント角変更後の飛しょう経路６２を飛しょうする。発射母機５１は、飛しょう体５２の誘導装置２１に、海面状態及び目標先見情報６３を送信する。母機５１から射出された飛しょう体５２は、飛しょう経路６１を通って目標５３に対して誘導される。図３の処理フローによりスクイント角を小さい値に変更可能であると判断されると、誘導装置２１は飛しょう経路６２のように飛しょう体５２の経路を変更する。また、発射母機５１から送信される目標情報６３は逐次更新され、飛しょう体５２の誘導装置２１は更新された最新情報を用いて、スクイント角の再設定を実施する。   Next, an operation example in which a technical problem peculiar to the DBS system is solved by the guidance device 21 according to the first embodiment will be described. In FIG. 4, the launch mother machine 51 launches a flying object 52 on which the guidance device 21 is mounted. After flying from the launch mother machine 51, the flying body 52 flies the flying path 61 or the flying path 62 after changing the squint angle to a small value toward the target 53 that is moving at a low speed. The launch mother machine 51 transmits the sea surface state and target foresight information 63 to the guidance device 21 of the flying object 52. The flying body 52 ejected from the mother machine 51 is guided to the target 53 through the flying path 61. If it is determined by the processing flow of FIG. 3 that the squint angle can be changed to a small value, the guidance device 21 changes the route of the flying object 52 like the flying route 62. Moreover, the target information 63 transmitted from the launching mother machine 51 is sequentially updated, and the guidance device 21 of the flying object 52 resets the squint angle using the updated latest information.

かくして、スクイント角を確保する飛しょう経路に起因する、標的撃墜までの時間増加による射程縮減及び撃墜確率低下を低減することができる。また、飛しょう体５２をより確実に目標５３に誘導することができる。   Thus, it is possible to reduce the range reduction and the reduction in shooting probability due to the increase in time to the target shooting due to the flight route that secures the squint angle. Further, the flying object 52 can be guided to the target 53 more reliably.

以上説明した通り、実施の形態１による誘導装置２１は、アンテナ１０で受信した目標からの反射波の受信信号を用いて、当該アンテナ１０から送信したアンテナビーム内の密集目標を分離するＤＢＳ処理を行い、目標の形状を含む目標観測情報１６を得るＤＢＳ処理部５と、慣性情報１７と上記目標観測情報１６から目標との相対関係を表す目標相対関係情報１５を算出し、当該目標相対関係情報１５を出力する目標相対関係算出部８と、上記ＤＢＳ処理部５からの目標観測情報１６と上記目標相対関係算出部８からの目標相対関係情報１５とを用いて、目標追尾における推定追尾誤差２９を算出し、出力する追尾誤差算出部２３と、上記ＤＢＳ処理部５からの目標観測情報１６を用いて、上記アンテナ１０から送信したアンテナビーム内の目標数を算出し、出力する目標数算出部２４と、上記ＤＢＳ処理部５からの目標観測情報１６を用いて目標形状を算出し、出力する形状情報算出部２５と、上記ＤＢＳ処理部５からの目標観測情報１６を用いて、目標信号電力を算出する目標信号電力算出部２６と、上記目標相対関係算出部８と上記追尾誤差算出部２３と上記目標数算出部２４と上記形状情報算出部２５と上記目標信号電力算出部２６からの出力に基づいて、スクイント角指令値を算出するスクイント角設定器２７と、スクイント角設定器２７の算出したスクイント角指令値３５と目標相対関係算出部８の目標相対関係情報１５に基づいて、所望のスクイント角を得て飛しょう体５２を目標に誘導するための加速度指令１８を算出する誘導計算処理部２８とを備えたことを特徴とする。   As described above, the guidance device 21 according to the first embodiment uses the received signal of the reflected wave from the target received by the antenna 10 to perform DBS processing for separating the dense target in the antenna beam transmitted from the antenna 10. To obtain target observation information 16 including the shape of the target, calculate target relative relationship information 15 representing the relative relationship between the target from the inertia information 17 and the target observation information 16, and calculate the target relative relationship information. 15 using the target relative relationship calculation unit 8 that outputs 15, the target observation information 16 from the DBS processing unit 5, and the target relative relationship information 15 from the target relative relationship calculation unit 8. In the antenna beam transmitted from the antenna 10 using the tracking error calculation unit 23 for calculating and outputting the target error information and the target observation information 16 from the DBS processing unit 5 From the target number calculation unit 24 that calculates and outputs the target number, the target shape is calculated using the target observation information 16 from the DBS processing unit 5, and the shape information calculation unit 25 that outputs the target shape and the DBS processing unit 5 Target signal power calculation unit 26 that calculates target signal power using the target observation information 16, the target relative relationship calculation unit 8, the tracking error calculation unit 23, the target number calculation unit 24, and the shape information calculation unit 25 and a squint angle setting unit 27 for calculating a squint angle command value based on the output from the target signal power calculation unit 26, a squint angle command value 35 calculated by the squint angle setting unit 27, and a target relative relationship calculation unit 8 And a guidance calculation processing unit 28 for calculating an acceleration command 18 for guiding the flying object 52 to the target by obtaining a desired squint angle based on the target relative relationship information 15. And butterflies.

かくして、従来方式の誘導装置２１では検出が困難であった目標信号がクラッタより小さい標的及び移動速度が遅く目標信号がビーム領域に近い標的の検出が可能となる。さらに、目標の形状を誘導装置が認識することが可能となるので、アンテナビーム内の密集目標に対して分離が可能となり、目標の脆弱部を認識可能となる。   Thus, it is possible to detect a target whose target signal is smaller than the clutter and a target whose movement speed is slow and the target signal is close to the beam region, which has been difficult to detect with the conventional guidance device 21. Furthermore, since it is possible for the guidance device to recognize the target shape, it is possible to separate the dense target in the antenna beam and to recognize the weak part of the target.

３ 受信機、４ 送信機、５ ＤＢＳ処理部、６ 送受信制御部、７ 慣性装置、８ 目標相対関係算出部、１０ アンテナ、２１ 誘導装置、２２ 信号処理器、２３ 追尾誤差算出部、２４ 目標数算出部、２５ 目標形状情報算出部、２６ 目標信号電力算出部、２７ スクイント角設定器、２８ 誘導信号処理部、５１ 発射母機、５２ 飛しょう体、５３ 目標、５７ ＤＢＳ処理を実施しない飛しょう経路、５８ ＤＢＳ処理を実施するための飛しょう経路、６０ 目標ではない目標近傍にいる固定及び低速移動体、６１ スクイント角変更前の飛しょう経路、６２ スクイント角変更後の飛しょう経路。   3 receiver, 4 transmitter, 5 DBS processing unit, 6 transmission / reception control unit, 7 inertia device, 8 target relative calculation unit, 10 antenna, 21 guidance device, 22 signal processor, 23 tracking error calculation unit, 24 target number Calculation unit, 25 Target shape information calculation unit, 26 Target signal power calculation unit, 27 Squint angle setting device, 28 Induction signal processing unit, 51 Launching mother machine, 52 Flying object, 53 Target, 57 Flying route without DBS processing , 58 Flying route for performing DBS processing, 60 Fixed and low-speed moving object near target that is not the target, 61 Flying route before squint angle change, 62 Flying route after squint angle change.

Claims (2)

アンテナで受信した目標からの反射波の受信信号を用いて、当該アンテナから送信したアンテナビーム内の密集目標を分離するＤＢＳ（ドップラービームシャープニング）処理を行い、目標の形状を含む目標観測情報を得るＤＢＳ処理部と、
慣性情報と上記目標観測情報から目標との相対関係を表す目標相対関係情報を算出し、当該目標相対関係情報を出力する目標相対関係算出部と、
上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報と上記目標相対関係算出部からの目標相対関係情報とを用いて、目標追尾における推定追尾誤差を算出し、出力する追尾誤差算出部と、
上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、上記アンテナから送信したアンテナビーム内の目標数を算出し、出力する目標数算出部と、
上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、目標形状を算出し、出力する形状情報算出部と、
上記ＤＢＳ処理部からの目標観測情報を用いて、目標信号電力を算出する目標信号電力算出部と、
上記目標相対関係算出部と上記追尾誤差算出部と上記目標数算出部と上記形状情報算出部と上記目標信号電力算出部からの出力に基づいて、現状の飛しょう状態に対して最適であるスクイント角指令値を算出し、変更可否を判断した後に変更する、スクイント角設定器と、
スクイント角設定器の算出したスクイント角指令値と目標相対関係算出部の目標相対関係情報に基づき、所望のスクイント角を確保しつつ、搭載される飛しょう体を目標に誘導するための加速度指令を算出する誘導計算処理部と、
を備えた誘導装置。 Using the received signal of the reflected wave from the target received by the antenna, DBS (Doppler beam sharpening) processing is performed to separate dense targets in the antenna beam transmitted from the antenna, and target observation information including the target shape is obtained. A DBS processor to obtain;
A target relative relationship calculation unit that calculates target relative relationship information representing a relative relationship between the target from the inertia information and the target observation information, and outputs the target relative relationship information;
Using the target observation information from the DBS processing unit and the target relative relationship information from the target relative relationship calculating unit, calculating an estimated tracking error in target tracking, and outputting a tracking error calculating unit;
Using the target observation information from the DBS processing unit, calculate the target number in the antenna beam transmitted from the antenna and output the target number;
Using the target observation information from the DBS processing unit, a shape information calculation unit that calculates and outputs a target shape;
A target signal power calculating unit that calculates target signal power using target observation information from the DBS processing unit;
Based on outputs from the target relative relationship calculation unit, the tracking error calculation unit, the target number calculation unit, the shape information calculation unit, and the target signal power calculation unit, a squint that is optimal for the current flight state A squint angle setting device that calculates an angle command value and changes the value after judging whether or not to change,
Based on the squint angle command value calculated by the squint angle setting device and the target relative relationship information of the target relative relationship calculation unit, an acceleration command for guiding the flying object to be mounted to the target is ensured while ensuring a desired squint angle. A guidance calculation processing unit to calculate,
Guidance device with. スクイント角設定器は、搭載される飛しょう体が母機から発射される前に入力される海面情報と、目標先見情報に基づいて、スクイント角指令値を算出することを特徴とする請求項１記載の誘導装置。   The squint angle setting device calculates a squint angle command value based on sea level information and target foresight information input before a mounted flying object is launched from a mother aircraft. Guidance device.
JP2014228718A 2014-11-11 2014-11-11 Guidance device Active JP6350229B2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014228718A JP6350229B2 (en) 2014-11-11 2014-11-11 Guidance device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014228718A JP6350229B2 (en) 2014-11-11 2014-11-11 Guidance device

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2016090528A JP2016090528A (en) 2016-05-23
JP6350229B2 true JP6350229B2 (en) 2018-07-04

Family

ID=56016138

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2014228718A Active JP6350229B2 (en) 2014-11-11 2014-11-11 Guidance device

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP6350229B2 (en)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101739966B1 (en) 2016-11-30 2017-06-08 엘아이지넥스원 주식회사 Method for recognizing target of seeker for guided air vehicle
JP6861664B2 (en) * 2018-04-06 2021-04-21 三菱電機株式会社 Guidance device

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4309295A1 (en) * 1992-06-29 1995-10-05 Daimler Benz Aerospace Ag Guided missile control system
JPH10148500A (en) * 1996-11-20 1998-06-02 Mitsubishi Electric Corp Guiding device
JP3246417B2 (en) * 1997-10-31 2002-01-15 三菱電機株式会社 Guiding device
JP3318832B2 (en) * 1998-08-24 2002-08-26 三菱電機株式会社 Guiding device
JP2001201295A (en) * 2000-01-14 2001-07-27 Mitsubishi Electric Corp Missile
US7894042B2 (en) * 2006-01-18 2011-02-22 Lockheed Martin Corporation Omni-directional imaging sensor
JP2015078771A (en) * 2013-10-15 2015-04-23 三菱電機株式会社 Guided missile

Also Published As

Publication number Publication date
JP2016090528A (en) 2016-05-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2802838B1 (en) Anti-rocket system
US8149156B1 (en) System and method for estimating location of projectile source or shooter location
JP6350229B2 (en) Guidance device
JP6245035B2 (en) Guidance device
JP2011226796A (en) Radar device
JP2019184138A (en) Guidance device, projectile and guidance system
JP6713781B2 (en) Passive positioning system and multi-sensor system
KR101454297B1 (en) System and method for intercepting missile using high range resolution fmicw
JP2007232306A (en) Semiactive radio guidance system
JP2007247952A (en) Missile and missile guidance system
JP4702128B2 (en) Guidance device
JP4407352B2 (en) Flying object guidance system
JP2015078771A (en) Guided missile
JP5224934B2 (en) Flying object, flying method and computer program
JP6861664B2 (en) Guidance device
JP2003227698A (en) Target discriminating device
JP7247033B2 (en) Guidance system, guidance device and method
JP7247023B2 (en) Target detection system and method
JP2013181737A (en) Missile guidance system and acquisition method of target angle information
JP2016090167A (en) Impact point observation system
JP2009264986A (en) Guidance system
JP2010019487A (en) Missile guidance system
JP2020027063A (en) Radar target detection device and radar target detection program
JP7069079B2 (en) Guidance system and guidance method
JP2013210243A (en) Flying object guiding device

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20170120

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20171121

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20171205

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20180126

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20180206

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20180323

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20180508

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20180521

R151 Written notification of patent or utility model registration

Ref document number: 6350229

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250