JP6350229B2 - Guidance device - Google Patents
Guidance device Download PDFInfo
- 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
Links
- 208000004350 Strabismus Diseases 0.000 claims description 60
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 15
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 3
- 241000255777 Lepidoptera Species 0.000 description 1
- 241000234314 Zingiber Species 0.000 description 1
- 235000006886 Zingiber officinale Nutrition 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 235000008397 ginger Nutrition 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
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).
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.
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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)
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.
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)
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)
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 |
-
2014
- 2014-11-11 JP JP2014228718A patent/JP6350229B2/en active Active
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 |