JP3885475B2 - Guidance device - Google Patents

Description

【０００５】
シーカ４が目標を検出した後はシーカ４が出力する相対距離、平均接近速度, 目視線角の時間変化を用いる。加速度指令計算器１０における加速度指令の計算手段としては種々の誘導則が考えられるが、比例航法を用いた場合には数２のようにして計算される。
【０００６】
【数２】

【０００７】
制御装置１４においては、加速度指令計算機１０による加速度指令に基づき加速度を発生するような操舵指令を計算する。操舵装置１６においては操舵指令に対して実際に操舵翼１７を操舵する。これにより、飛しょう体の空力的姿勢が変化することにより、指令方向に加速度を発生し、誘導誤差が修正される。
【０００８】
ここで、会合する際の誘導飛しょう体２１と目標２２との相対距離の最小値をミスディスタンスという。ミスディスタンスを小さくすることにより目標２２の破壊確率が向上するため、ミスディスタンスが小さくなるような誘導を行なうことが目的とされる。シーカが目標を捕捉するまでの間は母機から得られた情報により目標へと誘導を行うため、真の目標との会合位置に対して速度方向に誤差を発生する可能性が高い。このため、シーカが目標を捕捉し、真の目標方向に近い情報が得られた後にこの誤差を修正する必要がある。ここでシーカが目標を捕捉し、目標の情報が得られる状態に移行することをロックオンと言い、ロックオンから会合までの時間を終末誘導時間と定義する。シーカが目標を捕捉可能な距離は特定の目標を対象とした場合にはほぼ一定値Ｒ１となる。したがって、飛しょう体の速度Ｖｍを一定とすると、終末誘導時間ｔｆは数３により計算できる。
【０００９】
【数３】

【００１０】
図１１に一定の速度方向誤差に対して速度方向誤差により発生するミスディスタンスの会合させるまでの終末誘導時間による変化を示す。図より、会合させるまでの終末誘導時間が短くなるにつれてミスディスタンスが相対的に大きくなることが解かる。したがって、ミスディスタンスを小さくするためには適度な終末誘導時間が必要となる。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
誘導飛しょう体２１において、終末誘導開始時の飛しょう速度が過大であると、限られた終末誘導距離を誘導し目標２２に会合させるまでの誘導時間が短くなってしまうため、終末誘導開始時の速度方向誤差を修正することが出来ず、目標２２の近傍を通過できないため誘導性能が劣化するという問題があった。
【００１２】
本発明は、かかる課題を解決するためになされたものであり、母機２０から投下後終末誘導開始までの間に適当な速度範囲に速度を制御する手段を付加することにより、誘導飛しょう体２１の誘導性能を向上させることを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
第１の発明による誘導装置は、飛しょう体の速度、位置情報および目標の位置情報から目標との相対運動を計算する相対運動計算手段と、飛しょう体の速度指令を出力する速度指令計算器と、上記速度指令及び慣性装置より得られた飛しょう体の速度により速度制御用の加速度指令を生成する加速度指令計算手段と、上記相対運動計算手段により計算された相対運動情報を用いて加速度指令を生成する加速度指令計算機と、飛しょう体の速度情報に基づき上記加速度指令計算手段からの加速度指令と上記加速度指令計算機からの加速度指令とを切り替える切替器とを備えたものである。
【００１４】
また、第２の発明による誘導装置は、第１の発明による誘導装置の構成に加えて上記相対運動計算手段より得られた相対運動情報により目標とのクロスレンジを計算するクロスレンジ計算手段と、上記クロスレンジによりヨー方向の指令の符号を切替えて上記切替器に出力する符号切替手段とを備えたものである。
【００１５】
第３の発明による誘導装置は、第２の発明による誘導装置の構成の符号切替手段において相対距離情報の基づき符号を切替えるクロスレンジの値を変更する機能を設けたものである。
【００１６】
また、第４の発明による誘導装置は、第１の発明による誘導装置の構成の加速指令計算手段において飛しょう体の誘導制御系の安定性を確保するために飛しょう体の速度及び高度に応じて適切な加速度指令リミット計算を行うようにしたものである。
【００１７】
第５の発明による誘導装置は、第１の発明による誘導装置の構成の速度指令計算機において目標との相対距離に応じて速度指令計算を行う機能を設けたものである。
【００１８】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
以下に、本発明を図面にしたがって説明する。図１は本発明による誘導装置を搭載した誘導飛しょう体２１の簡略化した構成例を示す。１は飛しょう体の速度及び位置を検出する慣性装置、２は加速度指令の切替器、３は飛しょう体の位置及び速度情報と目標位置情報から相対距離、平均接近速度、目視線角の時間変化を計算する相対運動計算手段、４は目標の相対位置及び相対速度情報を検出し、相対距離、平均接近速度、目視線角の時間変化を計算するシーカ、５は飛しょう体の速度指令を出力する速度指令計算器、６は速度指令及び速度により速度制御用の加速度指令を生成する加速度指令計算手段、１０はシーカ４または相対運動計算手段３からの目標との平均接近速度、目視線角の時間変化からピッチ系及びヨー系の横加速度指令を計算する加速度指令計算器、１４は誘導飛しょう体の発生加速度を制御するために操舵翼１７の舵角指令を生成する制御装置、１６は制御装置１４の操舵指令を受け操舵翼１７を駆動する操舵装置、１８は誘導装置全体、２１は飛しょう体全体を表す。
【００１９】
誘導装置は上記のように構成される。従来の実施例と同様にシーカが目標情報を検出可能な相対距離に達するまでは、相対運動計算手段３により計算した平均接近速度、目視線角の時間変化を用いて加速度指令計算器１０により加速度指令を計算する。速度指令計算器５においては、速度の上限値を指令値として出力するが、これは次のように計算する。目標とするミスディスタンスを実現するために必要な終末誘導時間をｔｆ１以上とすると、数３よりロックオン時から目標会合までの平均接近速度Ｖｃは数４の関係を満たす必要がある。
【００２０】
【数４】

【００２１】
ここで目標の移動速度が飛しょう体２１の速度に比べて十分に遅い場合には接近速度と飛しょう体２１の速度はほぼ等しいとして近似できることから、数５により飛しょう速度の上限値Ｖｍ１を設定する。
【００２２】
【数５】

【００２３】
続いて、数５による速度上限値Ｖｍ１と慣性装置１による速度情報Ｖｍから加速度指令計算手段６においてヨー系加速度指令ａｃｙ１を計算する。ここで速度に関する時間変化は、空気抵抗Ｄを用いて数６のような運動方程式で記述される。
【００２４】
【数６】

【００２５】
また、揚力Ｌと空気抵抗Ｄの間には数７のような関係がある。
【００２６】
【数７】

【００２７】
数６及び数７より速度を減少させるためには、抵抗を増大させる必要があり、抵抗を増大させるためには揚力を増大させる必要があることが分かる。揚力Ｌは水平面内の成分Ｌｈと鉛直面内の成分Ｌｖに分けることができるが、速度を低下させるために揚力を増加させた場合、目標との会合点に向かう経路を逸脱する可能性がある。特に鉛直面内の経路を変化させた場合には当初の経路よりも高度が上昇または下降し、大気密度が変化することにより空気抵抗が変化し、速度が増加または減少する可能性がある。そこで、本発明においては水平面内の揚力Ｌｈのみを制御することにより、速度制御を行なうものとする。具体的には、速度上限値Ｖｍ１および速度Ｖｍを用いて数８のようにヨー系加速度指令ａｃｙ１を計算する。
【００２８】
【数８】

【００２９】
切替器２においては、母機投下からロックオンまでの間は加速度指令計算手段６によるヨー系加速度指令ａｃｙ１を出力とし、ロックオン後は加速度指令計算器１０によるヨー加速度指令ａｃｙを出力とする切替処理を行う。
【００３０】
数８によるヨー系加速度を発生することにより空気抵抗が増加し、速度が上限値Ｖｍ１を超過することを防止することができる。これにより、終末誘導時間をｔｆ１以上確保することが可能となる。
【００３１】
実施の形態２．
図３を用いて本発明の実施の形態２について説明する。図３は実施の形態２に基づく誘導装置を搭載した飛しょう体の構成を示すものである。１１は相対運動計算手段３と慣性装置１に基づき目標に対するクロスレンジを計算するクロスレンジ計算器、１２はクロスレンジ情報に基づき符号を反転させる符号切替器である。その他の構成品は実施の形態１に基づく誘導装置と同じである。
【００３２】
誘導装置は上記のように構成される。ここで、飛しょう体２１が母機２０を離脱してから目標へと誘導される間の水平面における軌跡の例を図４に示す。図４において、２３はクロスレンジによる符号切替を行わない場合の水平面における飛しょう経路、２４はクロスレンジによる符号切替を行った場合の水平面における飛しょう経路、２５は符号切替を生じるクロスレンジの上限を示す。
母機２０から飛しょう体２１が投下された地点を基準とし、目標２２の方向をダウンレンジ方向、直交する向きをクロスレンジ方向とし、各方向における飛しょう体２１と目標２２の距離をそれぞれダウンレンジおよびクロスレンジと定義する。実施の形態１と同様に速度を制御することを目的として、水平面に加速度を発生する場合を考えると、この際、数８により水平方向に加速度を発生させた場合には符号が常に正であるため、クロスレンジ方向の速度及びクロスレンジは単調に増加し、軌跡２３のような経路をとることになる。ロックオン後には、シーカの情報を用いて目標に対する速度方向誤差を修正する必要があるが、軌跡２３を通った場合には、水平方向に大きな速度誤差が発生する可能性がある。ロックオン後にこの誤差を収斂させることができない場合にはミスディスタンスが増大することにより誘導性能が劣化する。
【００３３】
実施の形態２に基づく誘導装置においては、クロスレンジ計算器において相対運動計算手段３の情報を用いてクロスレンジＣＲを数９により計算する。
【００３４】
【数９】

【００３５】
符号切替器１２においてはクロスレンジＣＲの大きさとあらかじめ設定したスレッシュホルドＬＹより数１０により加速度指令ａｃｙ１’の符号を出力する。
【００３６】
【数１０】

【００３７】
これにより、クロスレンジがＬＹを超えた場合に負の水平方向加速度ａｙが発生し、クロスレンジは減少する。また、クロスレンジがーＬＹを下回った場合には正の加速度ａｙが発生するためクロスレンジは増大する。よって、図４の２４のような軌跡をとることになり、ロックオン時の速度方向誤差が減少する。これにより、誘導性能が向上する。
【００３８】
実施の形態３．
図５を用いて本発明の実施の形態３について説明する。図５は実施の形態２に基づく誘導装置を搭載した飛しょう体の構成を示すものである。１２は実施の形態２と同じく符号切替器である。符号切替器１２においてはクロスレンジ計算器１１によるクロスレンジＣＲ及びスレッシュホルドＬＹにより数１０により加速度指令の符号を出力する。スレッシュホルドＬＹは相対距離Ｒにより数１１のように計算する。
【００３９】
【数１１】

【００４０】
ここで、図４と同様の定義により水平面内の軌跡の例を図６に示す。図６において、２６はダウンレンジに応じて設定した符号切替を生じるクロスレンジの上限、２７はダウンレンジによらず符号切替の上限を一定とした場合の水平面における飛しょう経路、２８はダウンレンジにより符号切替の上限を変化させた場合の水平面における飛しょう経路を示す。
数１１によるＬＹは図６における２６のように相対距離Ｒが小さくなるに従って減少する。従って実施の形態２に基づく水平面内の軌跡が２７のようになるのに対して、２８のような軌跡となる。軌跡２７においてはロックオン時に目標に対して比較的大きな速度方向誤差を発生する可能性があるのに対して、数１１によりＬＹを計算した場合はＬＹが２６の如くなるため、軌跡２８のような経路となる。ＬＹは相対距離Ｒが小さいところで小さくなるように設定されているため、速度方向誤差は軌跡２７の場合と比べて小さくなる。これにより、誘導性能が向上する。
【００４１】
実施の形態４．
図７を用いて本発明の実施の形態４について説明する。図７は実施の形態４に基づく誘導装置を搭載した飛しょう体の構成を示すものである。１３は水平方向の加速度指令の出力の大きさをリミット値Ｌａｙ以下に制限するリミッタである。その他の構成は実施の形態１と同じである。ここで、飛しょう体２１が機体制御系の安定性を確保しつつ発生可能な横加速度の最大値Ｌａは速度Ｖｍおよび高度ｈにより数１２のように定められる。
【００４２】
【数１２】

【００４３】
リミット値Ｌａｙはピッチ方向加速度指令ａｃｐｅおよびＬａにより数１３のように計算する。
【００４４】
【数１３】

【００４５】
このようにＬａｙを定めることにより発生するヨー方向の加速度はＬａｙ以下となり、数１２より発生加速度はＬａ以下となる。よって飛しょう体２１が速度Ｖｍ、高度ｈにおいて機体制御系の安定性を保ちつつ発生可能な横加速度を超えるような加速度を発生することがなく、機体制御系の安定性を向上することができる。
【００４６】
実施の形態５．
図８を用いて本発明の実施の形態５について説明する。図８は実施の形態５に基づく誘導装置を搭載した飛しょう体の構成を示すものである。５は相対運動計算手段３からの相対距離情報Ｒに基づき速度指令Ｖｍｃを計算する速度指令計算器である。ここで、相対距離Ｒのところに飛しょう体２１がいるとすると目標を検知可能な距離Ｒ１まで飛行する間の速度減少量ＤＶは抵抗の平均値Ｄｂにより近似的に定まり、数１４で表される。
【００４７】
【数１４】

【００４８】
Ｖｃは目標捕捉時の速度の上限Ｖｃ１及び数１３によるＤＶを用いて数１５のように計算する。
【００４９】
【数１５】

【００５０】
Ｖｃ１をそのまま速度上限値の指令とした場合には、目標検知までに速度が更にＤＶ減少することにより速度が減少しすぎてしまう可能性がある。速度方向の誤差を修正するために発生可能な横加速度の最大値は速度のほぼ二乗に比例するため、速度が減少すると発生可能な横加速度は減少する。このため、速度が減少しすぎると速度方向の誤差を修正するために必要な横加速度を発生できなくなる可能性がある。数１４に基づき速度指令を計算することにより、目標捕捉までに速度がＤＶ減少しても速度方向を修正するために十分な速度を確保することが可能であり、誘導性能が向上する。
【００５１】
【発明の効果】
本発明による誘導装置は、以上のように構成されているので、以下に記載するような効果を奏する。
【００５２】
第１の発明によれば、ミスディスタンスを小さくするために必要な終末誘導時間を確保することが可能となり、誘導性能が向上する。
【００５３】
また、第２、第３の発明によれば、第１の発明による効果を保ちつつ水平面内の誘導誤差の発生を防止することが可能で、結果として誘導性能が向上する。
【００５４】
第４の発明によれば、第１の発明による効果を保ちつつ過大な加速度を発生することにより機体制御が不安定になることを防止することができる。
【００５５】
また、第５の発明によれば、第１の発明においてより適切な速度指令を用いることにより、速度が減少しすぎることを防止することが可能で、より遠方の目標に対して会合することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の実施の形態１による誘導制御装置の構成を示すブロック図である。
【図２】 本発明の実施の形態１による飛しょう体の誘導方法を示す図である。
【図３】 本発明の実施の形態２による誘導装置の構成を示すブロック図である。
【図４】 本発明の実施の形態２による水平面内の誘導を示す図である。
【図５】 本発明の実施の形態３による誘導装置の構成を示すブロック図である。
【図６】 本発明の実施の形態３による水平面内の誘導を示す図である。
【図７】 本発明の実施の形態４による誘導装置の構成を示すブロック図である。
【図８】 本発明の実施の形態５による誘導装置の構成を示すブロック図である。
【図９】 従来の形態による誘導装置の構成を示すブロック図である。
【図１０】 速度方向誤差により発生するミスディスタンスと会合までの終末誘導時間との関係を示す図である。
【図１１】 誘導飛しょう体と目標との位置関係を示す図である。
【符号の説明】
１ 慣性装置、２ 切替器、３ 相対運動計算手段、４ シーカー、５ 速度指令計算器、６ 加速度指令計算手段、７ ピッチ系慣性系加速度指令、８ バイアス加速度指令、９ スイッチ、１０ 加速度指令計算器、１１ クロスレンジ計算器、１２ 符号切替器、１３ リミッタ、１４ 制御装置、１６ 操舵装置、１７ 操舵翼、１８ 従来の誘導装置、１９ 本発明による誘導装置、２０母機、２１ 飛しょう体、２２ 目標。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a guidance device for controlling a flight path of a flying object dropped from an aircraft and flying to meet a target.
[0002]
[Prior art]
Hereinafter, a conventional example of the flying body guidance apparatus will be described. FIG. 9 shows a simplified configuration example of a flying object on which a guidance device is mounted. In the figure, 1 is an inertial device that detects the speed and position of a flying object, 4 is a relative position of the target, a seeker that detects relative speed information, and 3 is a relative distance from the position and speed information of the flying object and the target position information. Relative motion calculating means for calculating the average approach speed and time change of the visual line angle, 10 is the average approach speed with the target from the seeker 4 or the relative motion calculating means 3, and the pitch system and yaw system from the time change of the visual line angle. 14 is a control device that generates a steering angle command for the steering blade 17 to control the generated acceleration of the guided flying object, and 16 is a steering blade steering angle command from the control device 14. 15 is a steering device that receives the steering wheel 15 and drives the steering blade 17. Further, 18 represents the entire guidance device, and 21 represents the entire flying object.
[0003]
The conventional guidance device is configured as described above. Next, a sequence until the flying object 21 is guided to the target 22 will be described. The guidance related to the target is defined three-dimensionally by guidance in the vertical plane and in the horizontal plane, and since both have the same configuration, the vertical plane will be described. The signal in the vertical plane is defined as the pitch system, and the signal in the horizontal plane is defined as the yaw system. As shown in FIG. 10, it is assumed that the flying object 21 equipped with the above-described guidance device is dropped from the mother machine 20 and guided to the target 22. When performing guidance, the acceleration command calculator 10 calculates a pitch acceleration command acp and a yaw acceleration command acy for moving toward the target. In this case, information on the relative position and relative velocity with respect to the target is required. . Until the seeker 4 reaches a distance at which the target information can be detected, the relative distance R, the average approach speed Vc, the target position information given from the mother machine 20 and the position and speed information of the flying object 21 by the inertial device 1. The temporal changes sdp and sdy of the visual line angle are calculated by Equation 1 in the relative motion calculation means 3 and used.
[0004]
[Expression 1]

[0005]
After the seeker 4 detects the target, it uses the relative distance, average approach speed, and visual change of the visual line angle that the seeker 4 outputs. Various guidance rules can be considered as means for calculating the acceleration command in the acceleration command calculator 10, but when proportional navigation is used, the calculation is performed as shown in Equation 2.
[0006]
[Expression 2]

[0007]
The control device 14 calculates a steering command that generates acceleration based on the acceleration command from the acceleration command calculator 10. The steering device 16 actually steers the steering blade 17 in response to the steering command. Thereby, when the aerodynamic posture of the flying body changes, acceleration is generated in the command direction, and the guidance error is corrected.
[0008]
Here, the minimum value of the relative distance between the guided flying object 21 and the target 22 at the time of meeting is called a miss distance. Since the probability of destruction of the target 22 is improved by reducing the miss distance, the purpose is to perform guidance so that the miss distance is reduced. Until the seeker captures the target, guidance is made to the target based on the information obtained from the mother machine, so there is a high possibility that an error will occur in the speed direction with respect to the meeting position with the true target. For this reason, it is necessary to correct this error after the seeker has captured the target and information close to the true target direction is obtained. Here, when the seeker captures the target and shifts to a state where the target information can be obtained is called lock-on, and the time from the lock-on to the meeting is defined as the terminal induction time. The distance that the seeker can capture the target becomes a substantially constant value R1 when a specific target is targeted. Therefore, when the speed Vm of the flying object is constant, the terminal induction time tf can be calculated by Equation 3.
[0009]
[Equation 3]

[0010]
FIG. 11 shows a change due to the terminal induction time until a misdistance caused by the speed direction error is associated with a certain speed direction error. From the figure, it can be seen that as the terminal induction time until the meeting is shortened, the misdistance increases relatively. Therefore, in order to reduce the miss distance, an appropriate terminal induction time is required.
[0011]
[Problems to be solved by the invention]
If the flying speed at the start of terminal guidance is excessive in the guided vehicle 21, the guidance time until the limited terminal guidance distance is guided and associated with the target 22 is shortened. The speed direction error cannot be corrected and the vicinity of the target 22 cannot be passed, so that the guidance performance deteriorates.
[0012]
The present invention has been made to solve such a problem, and by adding means for controlling the speed within an appropriate speed range from the mother machine 20 to the start of terminal guidance after dropping, the guided flying object 21 is provided. The purpose is to improve the guidance performance.
[0013]
[Means for Solving the Problems]
A guiding device according to a first aspect of the present invention includes a relative motion calculating means for calculating relative motion with a target from the speed, position information and target position information of the flying object, and a speed command calculator for outputting the speed command of the flying object. An acceleration command calculating means for generating an acceleration command for speed control based on the speed command and the speed of the flying object obtained from the inertial device, and an acceleration command using the relative motion information calculated by the relative motion calculating means. And a switch for switching between the acceleration command from the acceleration command calculation means and the acceleration command from the acceleration command calculator based on the velocity information of the flying object.
[0014]
In addition to the configuration of the guidance device according to the first invention, the guidance device according to the second invention includes a cross range calculation means for calculating a cross range with the target based on the relative motion information obtained from the relative motion calculation means, Sign switching means for switching the sign of the command in the yaw direction by the cross range and outputting it to the switch.
[0015]
The guidance device according to the third invention is provided with a function of changing the value of the cross range for switching the code based on the relative distance information in the code switching means of the configuration of the guidance device according to the second invention.
[0016]
Further, the guidance device according to the fourth aspect of the invention depends on the speed and altitude of the flying object in order to ensure the stability of the guidance control system of the flying object in the acceleration command calculation means of the configuration of the guidance device according to the first invention. Therefore, the appropriate acceleration command limit calculation is performed.
[0017]
According to a fifth aspect of the present invention, there is provided a guidance device according to the fifth aspect, wherein the speed command calculator having the configuration of the guidance device according to the first aspect is provided with a function of performing a speed command calculation according to a relative distance from the target.
[0018]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiment 1 FIG.
Hereinafter, the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 shows a simplified configuration example of a guided flying object 21 equipped with a guidance device according to the present invention. 1 is an inertial device that detects the speed and position of a flying object, 2 is an acceleration command switching device, 3 is a relative distance, an average approach speed, and a visual line angle time from the position and speed information of the flying object and target position information. Relative motion calculation means for calculating the change, 4 detects the relative position and relative speed information of the target, seeker to calculate the relative distance, average approach speed, time change of the visual line angle, 5 is the speed command of the flying object An output speed command calculator, 6 is a speed command and an acceleration command calculation means for generating an acceleration command for speed control based on the speed, 10 is an average approach speed with a target from the seeker 4 or relative motion calculation means 3, and a visual line angle , An acceleration command calculator for calculating pitch and yaw system lateral acceleration commands from the time variation of the above, 14 for a control device for generating a steering angle command for the steering blade 17 in order to control the generated acceleration of the guided flying object, 16 Steering device for driving the steering wing 17 receives a steering command of control device 14, 18 is whole guidance device, 21 represents the entire spacecraft.
[0019]
The guidance device is configured as described above. The acceleration command calculator 10 uses the average approach speed calculated by the relative motion calculation means 3 and the time change of the visual line angle until the seeker reaches a relative distance at which the target information can be detected as in the conventional embodiment. Calculate the directive. The speed command calculator 5 outputs the upper limit value of the speed as a command value, which is calculated as follows. Assuming that the terminal induction time necessary for realizing the target miss distance is tf1 or more, the average approach speed Vc from the lock-on time to the target meeting needs to satisfy the relationship of Equation 4 from Equation 3.
[0020]
[Expression 4]

[0021]
Here, when the target moving speed is sufficiently slower than the speed of the flying object 21, the approach speed and the speed of the flying object 21 can be approximated to be approximately equal. Set.
[0022]
[Equation 5]

[0023]
Subsequently, the acceleration command calculation means 6 calculates the yaw-based acceleration command acy1 from the speed upper limit value Vm1 according to Equation 5 and the speed information Vm from the inertial device 1. Here, the time change regarding the speed is described by the equation of motion as shown in Equation 6 using the air resistance D.
[0024]
[Formula 6]

[0025]
Further, there is a relationship as shown in Equation 7 between the lift L and the air resistance D.
[0026]
[Expression 7]

[0027]
It can be seen that the resistance needs to be increased in order to reduce the speed from Equations 6 and 7, and that the lift needs to be increased to increase the resistance. The lift L can be divided into a component Lh in the horizontal plane and a component Lv in the vertical plane. However, if the lift is increased to reduce the speed, there is a possibility of deviating from the path toward the meeting point with the target. . In particular, when the route in the vertical plane is changed, the altitude rises or falls as compared with the original route, and the air resistance changes due to the change in the atmospheric density, and the speed may increase or decrease. Therefore, in the present invention, speed control is performed by controlling only the lift Lh in the horizontal plane. Specifically, yaw system acceleration command acy1 is calculated as shown in Equation 8 using speed upper limit value Vm1 and speed Vm.
[0028]
[Equation 8]

[0029]
The switching device 2 outputs a yaw acceleration command acy1 by the acceleration command calculation means 6 from the time when the mother machine is dropped to the lock-on, and outputs a yaw acceleration command acy by the acceleration command calculator 10 after the lock-on. I do.
[0030]
By generating the yaw system acceleration according to Equation 8, it is possible to prevent the air resistance from increasing and the speed from exceeding the upper limit value Vm1. As a result, it is possible to secure the terminal induction time at tf1 or more.
[0031]
Embodiment 2. FIG.
A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 3 shows a configuration of a flying object on which the guidance device according to the second embodiment is mounted. Reference numeral 11 denotes a cross range calculator that calculates a cross range with respect to the target based on the relative motion calculation means 3 and the inertial device 1, and reference numeral 12 denotes a sign switch that inverts the sign based on the cross range information. Other components are the same as those of the guidance device according to the first embodiment.
[0032]
The guidance device is configured as described above. Here, FIG. 4 shows an example of a trajectory on the horizontal plane while the flying object 21 is guided to the target after leaving the mother machine 20. In FIG. 4, reference numeral 23 denotes a flight path on the horizontal plane when code switching by the cross range is not performed, reference numeral 24 denotes a flight path on the horizontal plane when code switching by the cross range is performed, and reference numeral 25 denotes an upper limit of the cross range that causes code switching. Indicates.
Using the point at which the flying object 21 is dropped from the mother machine 20 as a reference, the direction of the target 22 is the down-range direction, the orthogonal direction is the cross-range direction, and the distance between the flying object 21 and the target 22 in each direction is the down-range. And defined as cross-range. Considering the case where acceleration is generated on the horizontal plane for the purpose of controlling the speed as in the first embodiment, the sign is always positive when the acceleration is generated in the horizontal direction according to equation (8). Therefore, the speed and the cross range in the cross range direction monotonously increase, and a path like the locus 23 is taken. After the lock-on, it is necessary to correct the speed direction error with respect to the target using the seeker information. However, if the trajectory 23 is passed, a large speed error may occur in the horizontal direction. When this error cannot be converged after the lock-on, the guidance performance deteriorates due to an increase in misdistance.
[0033]
In the guidance device according to the second embodiment, the cross range CR is calculated by Equation 9 using the information of the relative motion calculation means 3 in the cross range calculator.
[0034]
[Equation 9]

[0035]
The sign switcher 12 outputs the sign of the acceleration command acy1 ′ from the size of the cross range CR and a preset threshold LY according to Equation 10.
[0036]
[Expression 10]

[0037]
As a result, when the cross range exceeds LY, a negative horizontal acceleration ay occurs, and the cross range decreases. Further, when the cross range falls below -LY, a positive acceleration ay occurs, so the cross range increases. Therefore, a locus like 24 in FIG. 4 is taken, and the speed direction error at the time of lock-on is reduced. Thereby, the guidance performance is improved.
[0038]
Embodiment 3 FIG.
A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5 shows a configuration of a flying object on which the guidance device according to the second embodiment is mounted. Reference numeral 12 denotes a sign switch as in the second embodiment. In the sign changer 12, the sign of the acceleration command is output by the expression 10 using the cross range CR and the threshold LY by the cross range calculator 11. The threshold LY is calculated from the relative distance R as shown in Equation 11.
[0039]
[Expression 11]

[0040]
Here, FIG. 6 shows an example of a locus in the horizontal plane based on the same definition as in FIG. In FIG. 6, 26 is the upper limit of the cross range that causes the code switching set according to the down range, 27 is the flight path on the horizontal plane when the upper limit of the code switching is constant regardless of the down range, and 28 is the down range. The flight route in the horizontal plane when the upper limit of sign switching is changed is shown.
LY according to Equation 11 decreases as the relative distance R decreases as indicated by 26 in FIG. Therefore, the trajectory in the horizontal plane based on the second embodiment is 27, whereas the trajectory is 28. In the locus 27, a relatively large speed direction error may occur with respect to the target when the lock is turned on. On the other hand, when LY is calculated according to Equation 11, LY becomes 26, so that the locus 28 Route. Since LY is set to be small when the relative distance R is small, the speed direction error is smaller than that of the locus 27. Thereby, the guidance performance is improved.
[0041]
Embodiment 4 FIG.
Embodiment 4 of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 7 shows the structure of a flying object equipped with a guidance device according to the fourth embodiment. A limiter 13 limits the magnitude of the output of the acceleration command in the horizontal direction to a limit value Lay or less. Other configurations are the same as those of the first embodiment. Here, the maximum value La of the lateral acceleration that can be generated while the flying object 21 secures the stability of the airframe control system is determined by the speed Vm and the altitude h as shown in Expression 12.
[0042]
[Expression 12]

[0043]
The limit value Lay is calculated as in Expression 13 based on the pitch direction acceleration commands acpe and La.
[0044]
[Formula 13]

[0045]
The acceleration in the yaw direction generated by determining Lay in this way is less than or equal to Ray, and from Equation 12, the generated acceleration is less than or equal to La. Therefore, the flying object 21 does not generate an acceleration that exceeds the lateral acceleration that can be generated while maintaining the stability of the aircraft control system at the speed Vm and the altitude h, and the stability of the aircraft control system can be improved. .
[0046]
Embodiment 5 FIG.
Embodiment 5 of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 8 shows the structure of a flying object equipped with a guidance device according to the fifth embodiment. A speed command calculator 5 calculates a speed command Vmc based on the relative distance information R from the relative motion calculation means 3. Here, if the flying object 21 is present at the relative distance R, the speed reduction amount DV during the flight up to the distance R1 where the target can be detected is approximately determined by the average value Db of the resistance, and is expressed by the following equation (14). The
[0047]
[Expression 14]

[0048]
Vc is calculated as shown in Equation 15 using the upper limit Vc1 of the velocity at the time of target acquisition and DV according to Equation 13.
[0049]
[Expression 15]

[0050]
When Vc1 is used as a speed upper limit command as it is, there is a possibility that the speed is excessively decreased due to a further DV decrease before the target detection. Since the maximum value of the lateral acceleration that can be generated to correct the error in the speed direction is approximately proportional to the square of the speed, the lateral acceleration that can be generated decreases as the speed decreases. For this reason, if the speed decreases too much, it may not be possible to generate the lateral acceleration necessary to correct the error in the speed direction. By calculating the speed command based on Equation 14, even if the speed decreases by DV until the target is captured, it is possible to ensure a sufficient speed to correct the speed direction and improve the guidance performance.
[0051]
【The invention's effect】
Since the guidance device according to the present invention is configured as described above, the following effects can be obtained.
[0052]
According to the first invention, it is possible to secure the terminal induction time necessary for reducing the miss distance, and the induction performance is improved.
[0053]
Further, according to the second and third inventions, it is possible to prevent the induction error in the horizontal plane while maintaining the effect of the first invention, and as a result, the guidance performance is improved.
[0054]
According to the fourth invention, it is possible to prevent the body control from becoming unstable by generating excessive acceleration while maintaining the effect of the first invention.
[0055]
Further, according to the fifth invention, by using a more appropriate speed command in the first invention, it is possible to prevent the speed from being reduced excessively, and it is possible to meet with a farther target. It becomes possible.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a guidance control device according to Embodiment 1 of the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a flying object guiding method according to Embodiment 1 of the present invention.
FIG. 3 is a block diagram showing a configuration of a guidance device according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a diagram showing guidance in a horizontal plane according to Embodiment 2 of the present invention.
FIG. 5 is a block diagram showing a configuration of a guidance device according to a third embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a diagram showing guidance in a horizontal plane according to Embodiment 3 of the present invention.
FIG. 7 is a block diagram showing a configuration of a guidance device according to a fourth embodiment of the present invention.
FIG. 8 is a block diagram showing a configuration of a guidance device according to a fifth embodiment of the present invention.
FIG. 9 is a block diagram showing a configuration of a guidance device according to a conventional form.
FIG. 10 is a diagram showing a relationship between a miss distance caused by a speed direction error and a terminal induction time until the meeting.
FIG. 11 is a diagram showing a positional relationship between a guided flying object and a target.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Inertial device, 2 switch, 3 relative motion calculation means, 4 seeker, 5 speed command calculator, 6 acceleration command calculation means, 7 pitch system inertia system acceleration command, 8 bias acceleration command, 9 switch, 10 acceleration command calculator , 11 Cross-range calculator, 12 sign changer, 13 limiter, 14 control device, 16 steering device, 17 steering blade, 18 conventional guidance device, 19 guidance device according to the present invention, 20 mother machine, 21 flying object, 22 target .

Claims (5)

Relative motion calculation means for calculating relative motion information with respect to the target from the speed, position information and target position information of the flying object in the guidance device for controlling the flying path of the flying object for the purpose of guiding to the target; A speed command calculator for outputting a speed command of the flying object, an acceleration command calculating means for generating an acceleration command for speed control based on the speed command and the speed of the flying object obtained from the inertial device,
An acceleration command calculator that generates an acceleration command using relative motion information with respect to the seeker or the target calculated by the relative motion calculation means, and the acceleration command calculation means from when the mother machine is turned on until the seeker locks on the target. A guidance device comprising: a switching device that performs a switching process that outputs an acceleration command by the acceleration command and outputs an acceleration command by the acceleration command calculator after the lock-on . Cross range calculating means for calculating a cross range with a target based on relative motion information obtained from the relative motion calculating means; and a code switching means for switching a sign of a command in the yaw direction by the cross range and outputting to the switch. The guidance device according to claim 1, further comprising: 3. The guidance device according to claim 2, wherein the code switching means changes a value of a cross range for switching codes based on information on a relative distance to a target. The guidance apparatus according to claim 1, wherein the acceleration command calculation means performs an appropriate acceleration command limit calculation according to the speed and altitude of the flying object. 2. The guidance device according to claim 1, wherein an appropriate speed command calculation is performed in accordance with a relative distance from the target in the speed command calculation.

Images