JP7839719B2 - Projectile launcher and projectile launching method - Google Patents
Projectile launcher and projectile launching methodInfo
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Description
本開示は、飛翔体発射装置及び飛翔体発射方法に関する。 This disclosure relates to a projectile launcher and a projectile launching method.
飛翔体を発射する場合、まず、飛翔体発射機を、飛翔体が目標位置に到達するような状態にする必要がある。具体的には、飛翔体発射機の方位角及び迎角が、飛翔体を目標位置に到達させるような値に設定される。 When launching a projectile, the projectile launcher must first be set to a state where the projectile will reach its target. Specifically, the azimuth and angle of attack of the projectile launcher must be set to values that will ensure the projectile reaches its target.
飛翔体発射機の方位角及び迎角の設定値は、地球に固定された座標系（以下、地球座標系）において実行される飛翔体の弾道シミュレーションに基づいて決定される。 The azimuth and angle of attack settings for the projectile launcher are determined based on a ballistic trajectory simulation of the projectile performed in a coordinate system fixed to the Earth (hereinafter referred to as the Earth coordinate system).
飛翔体を地上から発射する場合、飛翔体発射機の方位角及び迎角を、上述した弾道シミュレーションに基づく値に設定すれば、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができる。 When launching a projectile from the ground, setting the azimuth and angle of attack of the projectile launcher to values based on the ballistic simulation described above will allow the projectile to accurately reach its target.
一方、飛翔体を海上の艦船から発射する場合、海上の艦船は波浪の影響により常に揺動しているため、問題が生じる。この場合、飛翔体発射機は艦船に固定されているため、その方位角及び迎角は、艦船に固定された座標系（以下、艦船座標系）において定義される角度である。艦船座標系が地球座標系と完全に一致していれば、地上から発射する場合と同様に、飛翔体発射機の方位角及び迎角を、上述した弾道シミュレーションに基づく値に設定すれば、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができる。 On the other hand, when launching projectiles from a ship at sea, problems arise because the ship is constantly rocking due to the effects of waves. In this case, since the projectile launcher is fixed to the ship, its azimuth and angle of attack are defined in the ship's fixed coordinate system (hereinafter referred to as the ship coordinate system). If the ship coordinate system perfectly matches the Earth coordinate system, then, just as with launches from land, setting the azimuth and angle of attack of the projectile launcher to the values based on the ballistic simulation described above will allow the projectile to accurately reach its target.
しかしながら、艦船座標系と地球座標系との完全な一致は、瞬間的に生じることはあるものの、通常、両座標系の間には、ずれが存在する。したがって、艦船座標系において定義される飛翔体発射機の方位角及び迎角を、地球座標系において実行された弾道シミュレーションに基づく値に設定しても、上述したずれの故に、飛翔体を目標位置に正確に到達させることはできない。 However, while perfect agreement between the ship's coordinate system and the Earth's coordinate system can occur momentarily, a discrepancy usually exists between the two coordinate systems. Therefore, even if the azimuth and angle of attack of a projectile launcher, defined in the ship's coordinate system, are set to values based on ballistic simulations performed in the Earth's coordinate system, the projectile cannot be accurately delivered to the target due to the aforementioned discrepancy.
このような問題に対処するために、特許文献１は、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置に正確に到達させることができるよう、艦船座標系と地球座標系とのずれ角を検出する手段を設け、検出されたずれ角に基づいて飛翔体発射機の方位角及び迎角を修正する技術を提案している。 To address these problems, Patent Document 1 proposes a technique that allows projectiles to accurately reach their target position even when launched from a ship at sea. This technique involves providing a means for detecting the angle of misalignment between the ship's coordinate system and the Earth's coordinate system, and then correcting the azimuth and angle of attack of the projectile launcher based on the detected misalignment angle.
特許文献１が開示する技術において、飛翔体を目標位置に正確に到達させることを目的として、飛翔体発射機の方位角及び迎角を修正するために考慮されているのは、艦船座標系と地球座標系とのずれ角のみである。 In the technology disclosed in Patent Document 1, the only factor considered for correcting the azimuth and angle of attack of the projectile launcher, with the aim of accurately reaching the target position, is the angle of difference between the ship's coordinate system and the Earth's coordinate system.
しかしながら、飛翔体発射機を搭載した艦船は、たとえ推進装置による推進が行われていない場合であっても、海流及び／又は潮流の影響により海上を並進運動し、その位置及び速度が時々刻々と変化する。この並進運動による艦船の位置及び速度の変化を考慮することなく発射した場合、飛翔体は、その分だけ目標位置からずれた位置に到達することになってしまう。 However, even when not being propelled by its own propulsion system, a ship equipped with a projectile launcher will undergo translational motion across the sea due to ocean currents and/or tidal currents, causing its position and speed to change moment by moment. If a projectile is launched without considering these changes in the ship's position and speed due to translational motion, the projectile will end up landing at a position slightly off its target.
また、飛翔体発射機が発射指令信号を受信してから、飛翔体が飛翔体発射機を離れて飛翔を開始するまでには、若干の時間が経過するため、この間に艦船が揺動していた場合には、それに起因して方位角及び迎角の更なるずれが生じてしまう。この方位角及び迎角の更なるずれを考慮することなく発射した場合にも、飛翔体は、その分だけ目標位置からずれた位置に到達することになってしまう。 Furthermore, a short time elapses between the launcher receiving the launch command signal and the projectile leaving the launcher and beginning its flight. If the ship is rocking during this time, this can cause further deviations in the azimuth and angle of attack. Even if the projectile is launched without considering these further deviations, it will still arrive at a position slightly off from the target.
本開示は、以上のような問題に鑑みてなされたものであって、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができる飛翔体発射装置及び飛翔体発射方法を提供することを目的とする。 This disclosure has been made in view of the above-mentioned problems, and aims to provide a projectile launcher and projectile launching method that can more accurately deliver projectiles to their target positions, even when launched from a ship at sea.
上記課題を解決するために、本開示の第１の態様の飛翔体発射装置は、飛翔体発射機と、角速度を含む前記飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測する計測システムと、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータに基づいて、所定の条件が満たされた場合に前記飛翔体発射機に対して発射指令信号を出力するように構成された制御装置と、を備え、前記制御装置は、到達位置偏差演算部及び到達位置偏差評価部と、角度偏差演算部及び角度偏差評価部と、偏差総合評価部と、を備え、前記到達位置偏差演算部は、それぞれの前記運動パラメータの偏差と当該偏差に起因する飛翔体の到達位置の偏差との関係が対応付けて記録された感度表と、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータと、に基づいて、前記飛翔体の到達位置偏差を演算し、前記到達位置偏差評価部は、前記到達位置偏差演算部によって算出された前記到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、前記角度偏差演算部は、前記計測システムによって計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算し、前記角度偏差評価部は、前記角度偏差演算部によって算出された前記角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、前記偏差総合評価部は、前記到達位置偏差評価部から出力される信号の真理値、及び、前記角度偏差評価部から出力される信号の真理値が、いずれも１である場合に、前記発射指令信号を出力するように構成されている。 To solve the above problems, a projectile launcher according to a first aspect of the present disclosure comprises a projectile launcher, a measurement system for measuring a plurality of motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity, and a control device configured to output a launch command signal to the projectile launcher when predetermined conditions are met based on the motion parameters measured by the measurement system, wherein the control device comprises a destination position deviation calculation unit and a destination position deviation evaluation unit, an angle deviation calculation unit and an angle deviation evaluation unit, and a comprehensive deviation evaluation unit, wherein the destination position deviation calculation unit calculates the destination position deviation of the projectile based on a sensitivity table in which the relationship between the deviation of each motion parameter and the deviation of the destination position of the projectile caused by that deviation is recorded in correspondence, and the motion parameters measured by the measurement system, and the destination The position deviation evaluation unit is configured to output a signal with truth value 1 when the arrival position deviation calculated by the arrival position deviation calculation unit is less than or equal to the maximum allowable arrival position deviation. The angle deviation calculation unit calculates the angle deviation of the projectile caused by the launch delay time based on the angular velocity measured by the measurement system and the launch delay time inherent to the combination of the projectile launcher and the projectile. The angle deviation evaluation unit is configured to output a signal with truth value 1 when the angle deviation calculated by the angle deviation calculation unit is less than or equal to the maximum allowable angle deviation. The overall deviation evaluation unit is configured to output the launch command signal when the truth value of the signal output from the arrival position deviation evaluation unit and the truth value of the signal output from the angle deviation evaluation unit are both 1.
本開示の第２の態様の飛翔体発射装置において、前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される。 In a projectile launcher according to a second aspect of this disclosure, the plurality of motion parameters include the position and velocity of the projectile launcher, and the plurality of motion parameters are measured relative to a coordinate system fixed to the Earth.
本開示の第１の態様の飛翔体発射方法は、以下のステップを含む。
（ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
（ｂ）前記複数の運動パラメータを計測するステップ
（ｃ）前記感度表と、計測された前記運動パラメータの前記基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、前記飛翔体の実際の到達位置の前記基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
（ｄ）計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算するステップ
（ｅ）算出された前記実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｆ）算出された前記角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、前記飛翔体発射機に対して前記飛翔体の発射を指令するステップ
A projectile launch method according to a first aspect of this disclosure includes the following steps:
(a) A step of preparing a sensitivity table in which the relationship between the deviations of each of several motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity, from their respective reference values, and the arrival position deviation, which is the deviation of the projectile's arrival position from the reference arrival position resulting from said deviation, is recorded in association with each other. (b) A step of measuring the several motion parameters. (c) A step of calculating the actual arrival position deviation, which is the deviation of the actual arrival position of the projectile from the reference arrival position, based on the sensitivity table and the actual deviations of the measured motion parameters from their reference values. (d) A step of calculating the angular deviation of the projectile, which is the deviation of the actual arrival position of the projectile from the reference arrival position, based on the measured angular velocity and the launch delay time specific to the combination of the projectile launcher and the projectile. (e) A step of determining whether the calculated actual arrival position deviation is less than or equal to the maximum allowable arrival position deviation. (f) A step of determining whether the calculated angular deviation is less than or equal to the maximum allowable angular deviation. (g) A step of commanding the projectile launcher to launch the projectile if the determination results in steps (e) and (f) are both true.
本開示の第２の態様の飛翔体発射方法において、前記複数の運動パラメータは、前記飛翔体発射機の位置及び速度を含み、前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される。 In a projectile launch method according to a second aspect of this disclosure, the plurality of motion parameters include the position and velocity of the projectile launcher, and the plurality of motion parameters are measured with reference to a coordinate system fixed to the Earth.
本開示によれば、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができるという、優れた効果を得ることができる。 According to this disclosure, even when launched from a ship at sea, it is possible to achieve the superior effect of more accurately delivering the projectile to the target location.
以下、本開示の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。 The embodiments of this disclosure will be described in detail below with reference to the drawings.
図１は、本開示の実施形態の飛翔体発射装置を示すブロック図である。 Figure 1 is a block diagram showing a projectile launcher according to an embodiment of the present disclosure.
飛翔体発射装置１は、飛翔体発射機１０及び制御装置２０を備えている。 The projectile launcher 1 comprises a projectile launcher 10 and a control device 20.
飛翔体発射機１０は、図示は省略するが、鉛直軸の周りを回転するように構成された台座と、飛翔体を収容した状態で台座に対して上下方向に回動するように構成された発射筒（又は滑走台）と、を備えている。台座が鉛直軸の周りを回転することにより、飛翔体の発射時における方位角が調整され、発射筒が台座に対して上下方向に回動することにより、飛翔体の発射時における迎角が調整される。 The projectile launcher 10, although not shown in the diagram, comprises a base configured to rotate around a vertical axis and a launch tube (or launch platform) configured to rotate vertically relative to the base when the projectile is housed within it. The rotation of the base around the vertical axis adjusts the azimuth angle at launch, and the vertical rotation of the launch tube relative to the base adjusts the angle of attack at launch.
飛翔体発射機１０は、計測システム１５を備えている。計測システム１５は、飛翔体発射機１０の以下の運動パラメータ（複数の運動パラメータ）を計測するように構成されている。
（１）発射機位置
飛翔体発射機１０のＸ方向の位置Ｘ、及び、Ｙ方向の位置Ｙである。ここで、Ｘ方向、Ｙ方向は、それぞれ、地球に固定された座標系（地球座標系）における東西方向、南北方向である。
（２）発射機速度
飛翔体発射機１０の移動速度のＸ方向（同上）の成分Ｖｘ、及び、Ｙ方向（同上）の成分Ｖｙである。
（３）発射機角速度
飛翔体発射機１０のロール軸（水平面上において第１の方向に延びる軸）、ピッチ軸（水平面上において第１の方向に対して垂直な第２の方向に延びる軸）及びヨー軸（鉛直軸）のそれぞれの周りの回転運動の角速度ωＲ、ωＰ、ωＹである。これらの角速度は、地球座標系を基準として計測される。
（４）発射機角度
飛翔体発射機１０の方位角θ及び迎角φである。これらの角度は、飛翔体発射機１０、したがって飛翔体発射装置１が搭載される艦船（図示省略）に固定された座標系（艦船座標系）において定義される。
The projectile launcher 10 is equipped with a measurement system 15. The measurement system 15 is configured to measure the following motion parameters (multiple motion parameters) of the projectile launcher 10.
(1) Launcher position The position X in the X direction and the position Y in the Y direction of the projectile launcher 10. Here, the X direction and the Y direction are the east-west direction and the north-south direction, respectively, in a coordinate system fixed to the Earth (Earth coordinate system).
(2) Launcher speed This is the X-direction component Vx (same as above) and the Y-direction component Vy (same as above) of the moving speed of the projectile launcher 10.
(3) Launcher angular velocity These are the angular velocities ωR, ωP, and ωY of the rotational motion of the projectile launcher 10 around its roll axis (axis extending in a first direction on the horizontal plane), pitch axis (axis extending in a second direction perpendicular to the first direction on the horizontal plane), and yaw axis (vertical axis ) . These angular velocities are measured relative to the Earth coordinate system.
(4) Launcher angles These are the azimuth angle θ and the angle of attack φ of the projectile launcher 10. These angles are defined in a coordinate system (ship coordinate system) fixed to the ship (not shown) on which the projectile launcher 10 and therefore the projectile launching device 1 are mounted.
計測システム１５は、例えばGPS/INS複合システムであることができる。GPS/INS複合システムは、GPS（Global Positioning System；全地球測位システム）とINS（Inertial Navigation System；慣性航法システム）から成るシステムである。この場合、上記（１）～（４）の運動パラメータのうち、（１）及び（２）の運動パラメータはGPSによって、（３）及び（４）の運動パラメータはINSによって、それぞれ計測される。 The measurement system 15 can be, for example, a GPS/INS combined system. A GPS/INS combined system is a system consisting of GPS (Global Positioning System) and INS (Inertial Navigation System). In this case, of the motion parameters (1) to (4) above, motion parameters (1) and (2) are measured by GPS, and motion parameters (3) and (4) are measured by INS.
なお、計測システム１５は、GPS/INS複合システムに限定されず、上述した運動パラメータ（１）～（４）を計測することができる限り、任意のシステムであることができる。 Furthermore, the measurement system 15 is not limited to a GPS/INS combined system; it can be any system as long as it can measure the aforementioned motion parameters (1) to (4).
計測システム１５は、計測した上記運動パラメータを、後述する制御装置２０の到達位置偏差演算部２１及び角度偏差演算部２３へ出力する。 The measurement system 15 outputs the measured motion parameters to the arrival position deviation calculation unit 21 and the angle deviation calculation unit 23 of the control device 20, which will be described later.
制御装置２０は、到達位置偏差演算部２１及び到達位置偏差評価部２２と、角度偏差演算部２３及び角度偏差評価部２４と、偏差総合評価部２５と、を備え、後述するように、計測システム１５から入力される運動パラメータに基づいて演算及び評価を行い、所定の条件が満たされる場合に、飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するように構成されている。 The control device 20 comprises a target position deviation calculation unit 21 and a target position deviation evaluation unit 22, an angle deviation calculation unit 23 and an angle deviation evaluation unit 24, and a comprehensive deviation evaluation unit 25. As described later, it performs calculations and evaluations based on motion parameters input from the measurement system 15, and is configured to output a launch command signal L to the projectile launcher 10 when predetermined conditions are met.
なお、制御装置２０は、計測システム１５から入力される（４）の運動パラメータ（発射機角度；飛翔体発射機１０の方位角θ及び迎角φ）の計測値が、設定値（すなわち、地球座標系において実行される飛翔体の弾道シミュレーションに基づいて決定された、飛翔体を目標位置に到達させるような値）に一致するよう、飛翔体発射機１０の台座及び発射筒を操作する機能も有している。 Furthermore, the control device 20 also has the function of operating the base and launch tube of the projectile launcher 10 so that the measured values of the motion parameters (launcher angle; azimuth angle θ and angle of attack φ of the projectile launcher 10) input from the measurement system 15 match the set values (i.e., values determined based on a ballistic simulation of the projectile performed in the Earth coordinate system, which are necessary to ensure the projectile reaches the target position).
到達位置偏差演算部２１は、飛翔体発射機１０の計測システム１５から入力された上記運動パラメータの計測値を用いて、到達位置偏差、すなわち飛翔体の到達位置と後述する基準到達位置との偏差を演算する。 The arrival position deviation calculation unit 21 uses the measured values of the motion parameters input from the measurement system 15 of the projectile launcher 10 to calculate the arrival position deviation, that is, the deviation between the projectile's arrival position and the reference arrival position described later.
到達位置偏差の演算は、到達位置偏差演算部２１内の記憶装置（図示省略）に記憶された感度表に基づいて行われる。 The calculation of the arrival position deviation is performed based on a sensitivity table stored in a memory device (not shown) within the arrival position deviation calculation unit 21.
感度表は、予め行われる飛翔体の弾道シミュレーションの結果に基づいて作成される。この弾道シミュレーションを行うにあたっては、上述した運動パラメータのそれぞれについて、基準値が設定される。そして、全ての運動パラメータがそれぞれの基準値に等しいという条件の下で弾道シミュレーションが行われ、飛翔体の到達位置（基準到達位置）が算出される。次いで、運動パラメータごとに、当該運動パラメータとその基準値との間に偏差が生じたと仮定して弾道シミュレーションが行われ、飛翔体の到達位置が算出される。そして、運動パラメータごとに、仮定された偏差と、飛翔体の到達位置と基準到達位置との偏差、すなわち到達位置偏差とが、対応付けられた状態で感度表に記録される。 The sensitivity table is created based on the results of a pre-conducted ballistic simulation of the projectile. In this ballistic simulation, a reference value is set for each of the aforementioned motion parameters. The ballistic simulation is then performed under the condition that all motion parameters are equal to their respective reference values, and the projectile's arrival position (reference arrival position) is calculated. Next, for each motion parameter, the ballistic simulation is performed assuming a deviation between that motion parameter and its reference value, and the projectile's arrival position is calculated. Finally, for each motion parameter, the assumed deviation and the deviation between the projectile's arrival position and the reference arrival position (i.e., the arrival position deviation) are recorded in the sensitivity table in a corresponding manner.
例えば、運動パラメータＰｉの基準値がＰｉ，ｒであり、全ての運動パラメータＰｉ（ｉ＝１～ｎ）がそれぞれの基準値Ｐｉ，ｒに等しいという条件の下で行われた弾道シミュレーションにより算出された飛翔体の到達位置（基準到達位置）が（Ｘｒ，Ｙｒ）であったとする。また、ｉ＝１～ｎのそれぞれについて、運動パラメータＰｉの値をＰｉ，ｒ＋ΔＰｉ（ΔＰｉ：偏差）として行われた弾道シミュレーションにより算出された飛翔体の到達位置が（Ｘｒ＋ΔＸｉ，Ｙｒ＋ΔＹｉ）であったとする。この場合、感度表には、運動パラメータＰｉ（ｉ＝１～ｎ）のそれぞれについて、仮定された偏差ΔＰｉと、到達位置偏差（ΔＸｉ，ΔＹｉ）とが、互いに対応付けられた状態で記録される。 For example, suppose the reference value of the motion parameter Pi is Pi ,r , and under the condition that all motion parameters Pi (i=1 to n) are equal to their respective reference values Pi ,r, the projectile's arrival position (reference arrival position) calculated by a ballistic simulation is ( Xr , Yr ). Also, suppose that for each of i=1 to n, the value of the motion parameter Pi is Pi ,r + ΔPi ( ΔPi : deviation), and the projectile's arrival position calculated by a ballistic simulation is ( Xr + ΔXi , Yr + ΔYi ). In this case, the sensitivity table records the assumed deviation ΔPi and the arrival position deviation ( ΔXi , ΔYi ) for each of the motion parameters Pi (i=1 to n) in a corresponding manner.
上述した感度表によれば、運動パラメータＰｉが基準値Ｐｉ，ｒからΔＰｉだけずれると、飛翔体は、全ての運動パラメータＰｉ（ｉ＝１～ｎ）がそれぞれの基準値Ｐｉ，ｒに等しい場合に実現される基準到達位置から、（ΔＸｉ，ΔＹｉ）だけずれた位置に到達することになることが分かる。 According to the sensitivity table above, if the motion parameter P i deviates by ΔP i from the reference values P i,r , the flying object will reach a position that is shifted by (ΔX i , ΔY i ) from the reference destination position achieved when all motion parameters P i (i = 1 to n) are equal to their respective reference values P i,r .
到達位置偏差演算部２１は、計測システム１５から入力された運動パラメータの計測値Ｐｉ，ｍ（ｉ＝１～ｎ）と、感度表に記録された各運動パラメータの基準値Ｐｉ，ｒ（ｉ＝１～ｎ）とに基づいて、まず、以下の式（１）により、ｉ＝１～ｎのそれぞれについて、両者の偏差（実偏差）ΔＰｉ，ａを算出する。
ΔＰｉ，ａ＝Ｐｉ，ｍ－Ｐｉ，ｒ（ｉ＝１～ｎ） （１）
The arrival position deviation calculation unit 21 first calculates the deviation (actual deviation) ΔPi,a between the measured values Pi ,m (i=1 to n) of the motion parameters input from the measurement system 15 and the reference values Pi , r (i=1 to n) of each motion parameter recorded in the sensitivity table, for each of i=1 to n, using the following equation (1).
ΔP i,a =P i,m -P i,r (i=1~n) (1)
次いで、到達位置偏差演算部２１は、感度表に記録された偏差ΔＰｉと到達位置偏差（ΔＸｉ，ΔＹｉ）との関係に基づいて、以下の式（２－１）及び（２－２）により、飛翔体の実際の到達位置と基準到達位置との偏差（実到達位置偏差）（ΔＸａ，ΔＹａ）を算出する。
ΔＸａ＝Σ［（ΔＰｉ，ａ／ΔＰｉ）×ΔＸｉ］ （２－１）
ΔＹａ＝Σ［（ΔＰｉ，ａ／ΔＰｉ）×ΔＹｉ］ （２－２）
ただし、記載を省略しているが、式（２－１）及び（２－２）における総和（Σ）は、ｉ＝１～ｎについて取るものとする。
Next, the arrival position deviation calculation unit 21 calculates the deviation between the actual arrival position of the projectile and the reference arrival position (actual arrival position deviation) (ΔX a , ΔY a ) using the following equations (2-1) and (2-2), based on the relationship between the deviation ΔP i recorded in the sensitivity table and the arrival position deviation (ΔX i , ΔY i ).
ΔX a = Σ[(ΔP i,a /ΔP i )×ΔX i ] (2-1)
ΔY a = Σ[(ΔP i,a /ΔP i )×ΔY i ] (2-2)
However, although not explicitly stated, the summation (Σ) in equations (2-1) and (2-2) is taken for i = 1 to n.
到達位置偏差演算部２１において算出された実到達位置偏差（ΔＸａ，ΔＹａ）は、到達位置偏差評価部２２へ出力される。 The actual arrival position deviation (ΔX a , ΔY a ) calculated by the arrival position deviation calculation unit 21 is output to the arrival position deviation evaluation unit 22.
到達位置偏差評価部２２は、実到達位置偏差（ΔＸａ，ΔＹａ）の絶対値が実到達位置偏差最大許容値（ΔＸａ，ｍａｘ，ΔＹａ，ｍａｘ）以下であるか否か、すなわち以下の式（３－１）及び（３－２）が満たされるか否かを評価する（ここで、ΔＸａ，ｍａｘ＞０、ΔＹａ，ｍａｘ＞０である）。
｜ΔＸａ｜≦ΔＸａ，ｍａｘ （３－１）
｜ΔＹａ｜≦ΔＹａ，ｍａｘ （３－２）
そして、式（３－１）及び（３－２）の両方が満たされる場合、到達位置偏差評価部２２は、真理値１（真）の信号を、偏差総合評価部２５へ出力する。なお、式（３－１）及び（３－２）のうち少なくとも一方が満たされない場合、到達位置偏差評価部２２は、真理値０（偽）の信号を偏差総合評価部２５へ出力する。
The arrival position deviation evaluation unit 22 evaluates whether the absolute value of the actual arrival position deviation (ΔX a , ΔY a ) is less than or equal to the maximum allowable actual arrival position deviation (ΔX a, max , ΔY a, max ), that is, whether the following equations (3-1) and (3-2) are satisfied (where ΔX a, max > 0 and ΔY a, max > 0).
|ΔX a |≦ΔX a, max (3-1)
|ΔY a |≦ΔY a, max (3-2)
If both equations (3-1) and (3-2) are satisfied, the arrival position deviation evaluation unit 22 outputs a signal with truth value 1 (true) to the overall deviation evaluation unit 25. If at least one of equations (3-1) and (3-2) is not satisfied, the arrival position deviation evaluation unit 22 outputs a signal with truth value 0 (false) to the overall deviation evaluation unit 25.
次に、角度偏差演算部２３は、計測システム１５から入力された発射機角速度（ωＲ，ωＰ，ωＹ）の計測値に基づいて、以下の式（４－１）～（４－３）により、角度偏差（ΔθＲ，ΔθＰ，ΔθＹ）を算出する。
ΔθＲ＝ωＲ×（Ｔｃ＋Ｔｋ） （４－１）
ΔθＰ＝ωＰ×（Ｔｃ＋Ｔｋ） （４－２）
ΔθＹ＝ωＹ×（Ｔｃ＋Ｔｋ） （４－３）
Next, the angle deviation calculation unit 23 calculates the angle deviation (Δθ R , Δθ P , Δθ Y ) based on the measured values of the launcher angular velocity (ω R , ω P , ω Y ) input from the measurement system 15, using the following equations (4-1) to (4-3).
Δθ R = ω R × (T c + T k ) (4-1)
Δθ P = ω P × (T c + T k ) (4-2)
Δθ Y = ω Y × (T c + T k ) (4-3)
ここで、Ｔｃは、飛翔体発射機１０が発射指令信号Ｌを受信してから飛翔体の推進薬の点火までに要する時間、Ｔｋは、飛翔体の推進薬の点火から飛翔体が発射筒を離れて飛翔を開始するまでに要する時間であり、いずれも、飛翔体と飛翔体発射機１０との組み合わせに固有の定数である。すなわち、（Ｔｃ＋Ｔｋ）は、発射指令信号Ｌの受信から、飛翔体が発射筒を離れて飛翔を開始するまでの遅延時間（発射遅延時間）である。したがって、角度偏差（ΔθＲ，ΔθＰ，ΔθＹ）は、発射遅延時間（Ｔｃ＋Ｔｋ）の間に飛翔体発射機１０が揺動していた場合（すなわち、ωＲ、ωＰ、ωＹが０でない場合）に、当該揺動に起因して生じる角度の偏差である。 Here, Tc is the time required from the time the projectile launcher 10 receives the launch command signal L until the projectile's propellant is ignited, and Tk is the time required from the ignition of the projectile's propellant until the projectile leaves the launch tube and begins flight. Both are constants specific to the combination of the projectile and the projectile launcher 10. That is, ( Tc + Tk ) is the delay time (launch delay time) from the reception of the launch command signal L until the projectile leaves the launch tube and begins flight. Therefore, the angular deviation ( ΔθR , ΔθP , ΔθY ) is the angular deviation caused by the oscillation of the projectile launcher 10 during the launch delay time ( Tc + Tk ) (i.e., when ωR , ωP , and ωY are not 0).
角度偏差演算部２３において算出された角度偏差（ΔθＲ，ΔθＰ，ΔθＹ）は、角度偏差評価部２４へ出力される。 The angle deviations (Δθ R , Δθ P , Δθ Y ) calculated by the angle deviation calculation unit 23 are output to the angle deviation evaluation unit 24.
角度偏差評価部２４は、角度偏差（ΔθＲ，ΔθＰ，ΔθＹ）の絶対値が角度偏差最大許容値（ΔθＲ，ｍａｘ，ΔθＰ，ｍａｘ，ΔθＹ，ｍａｘ）以下であるか否か、すなわち以下の式（５－１）～（５－３）が満たされるか否かを評価する（ここで、ΔθＲ，ｍａｘ＞０、ΔθＰ，ｍａｘ＞０、ΔθＹ，ｍａｘ＞０である）。
｜ΔθＲ｜≦ΔθＲ，ｍａｘ （５－１）
｜ΔθＰ｜≦ΔθＰ，ｍａｘ （５－２）
｜ΔθＹ｜≦ΔθＹ，ｍａｘ （５－３）
そして、式（５－１）～（５－３）の全てが満たされる場合、角度偏差評価部２４は、真理値１（真）の信号を、偏差総合評価部２５へ出力する。なお、式（５－１）～（５－３）のうち少なくとも一つが満たされない場合、角度偏差評価部２４は、真理値０（偽）の信号を偏差総合評価部２５へ出力する。
The angle deviation evaluation unit 24 evaluates whether the absolute value of the angle deviation (Δθ R , Δθ P , Δθ Y ) is less than or equal to the maximum allowable angle deviation (Δθ R, max , Δθ P, max , Δθ Y, max ), that is, whether the following equations (5-1) to (5-3) are satisfied (where Δθ R, max > 0, Δθ P, max > 0, and Δθ Y, max > 0).
|Δθ R |≦Δθ R, max (5-1)
|Δθ P |≦Δθ P, max (5-2)
|Δθ Y |≦Δθ Y, max (5-3)
If all of equations (5-1) to (5-3) are satisfied, the angle deviation evaluation unit 24 outputs a signal with a truth value of 1 (true) to the overall deviation evaluation unit 25. If at least one of equations (5-1) to (5-3) is not satisfied, the angle deviation evaluation unit 24 outputs a signal with a truth value of 0 (false) to the overall deviation evaluation unit 25.
上述したように到達位置偏差評価部２２及び角度偏差評価部２４のそれぞれから出力された信号は、偏差総合評価部２５に入力される。偏差総合評価部２５は、実質的に論理積（ＡＮＤ）演算回路として構成されており、到達位置偏差評価部２２から入力される信号の真理値及び角度偏差評価部２４から入力される信号の真理値が共に１（真）の場合のみ、飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力する。なお、到達位置偏差評価部２２から入力される信号の真理値及び角度偏差評価部２４から入力される信号の真理値のうち少なくとも一方が０（偽）である場合、偏差総合評価部２５から飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌは出力されない。 As described above, the signals output from the arrival position deviation evaluation unit 22 and the angle deviation evaluation unit 24 are input to the overall deviation evaluation unit 25. The overall deviation evaluation unit 25 is essentially configured as a logical AND (AND) operation circuit, and outputs a launch command signal L to the projectile launcher 10 only when both the truth value of the signal input from the arrival position deviation evaluation unit 22 and the truth value of the signal input from the angle deviation evaluation unit 24 are 1 (true). If at least one of the truth values of the signal input from the arrival position deviation evaluation unit 22 and the angle deviation evaluation unit 24 is 0 (false), the overall deviation evaluation unit 25 does not output a launch command signal L to the projectile launcher 10.
このように、飛翔体発射機１０の運動に起因する到達位置偏差の絶対値、及び、飛翔体発射機１０からの飛翔体の発射遅延時間に起因する角度偏差絶対値が、共に最大許容値以下である場合にのみ飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌが出力されるように構成されていることにより、本開示の実施形態の飛翔体発射装置１によれば、海上の艦船から発射する場合であっても、飛翔体を目標位置により正確に到達させることができるという優れた効果を得ることができる。 Thus, the launch command signal L is output to the projectile launcher 10 only when both the absolute value of the deviation in the target position due to the motion of the projectile launcher 10 and the absolute value of the angular deviation due to the launch delay time of the projectile from the projectile launcher 10 are below the maximum allowable value. Therefore, the projectile launcher 1 of this embodiment of the disclosure provides the excellent effect of enabling the projectile to reach the target position more accurately, even when launched from a ship at sea.
なお、本開示の実施形態の飛翔体発射装置１による飛翔体発射方法は、以下のステップを含むものである。
（ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
（ｂ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測するステップ
（ｃ）感度表と、計測された運動パラメータの基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、飛翔体の実際の到達位置の基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
（ｄ）計測された角速度と、飛翔体発射機と飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する飛翔体の角度偏差を演算するステップ
（ｅ）算出された実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｆ）算出された角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、飛翔体発射機に対して飛翔体の発射を指令するステップ
The projectile launching method using the projectile launcher 1 in the embodiment of this disclosure includes the following steps.
(a) A step of preparing a sensitivity table that records the relationship between the deviations of several motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity, from their respective reference values, and the resulting deviation of the projectile's arrival position from the reference arrival position, which is the deviation of the projectile's actual arrival position from the reference arrival position. (b) A step of measuring several motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity. (c) A step of calculating the actual arrival position deviation, which is the deviation of the projectile's actual arrival position from the reference arrival position, based on the sensitivity table and the actual deviations of the measured motion parameters from their reference values. (d) A step of calculating the angular deviation of the projectile caused by the launch delay time, based on the measured angular velocity and the launch delay time specific to the combination of the projectile launcher and the projectile. (e) A step of determining whether the calculated actual arrival position deviation is less than or equal to the maximum allowable arrival position deviation. (f) A step of determining whether the calculated angular deviation is less than or equal to the maximum allowable angular deviation. (g) A step of commanding the projectile launcher to launch the projectile if the determination results in steps (e) and (f) are both true.
本開示の実施形態は、上述したものに限定されない。例えば、制御装置２０を、到達位置偏差演算部２１及び到達位置偏差評価部２２のみを備えるものとして構成し、到達位置偏差演算部２１において算出された実到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合にのみ、到達位置偏差評価部２２が飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するようにしてもよい。同様に、制御装置２０を、角度偏差演算部２３及び角度偏差評価部２４のみを備えるものとして構成し、角度偏差演算部２３において算出された角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合にのみ、角度偏差評価部２４が飛翔体発射機１０に対して発射指令信号Ｌを出力するようにしてもよい。 The embodiments of this disclosure are not limited to those described above. For example, the control device 20 may be configured to include only a target position deviation calculation unit 21 and a target position deviation evaluation unit 22, and the target position deviation evaluation unit 22 may output a launch command signal L to the projectile launcher 10 only when the actual target position deviation calculated by the target position deviation calculation unit 21 is less than or equal to the maximum allowable target position deviation. Similarly, the control device 20 may be configured to include only an angle deviation calculation unit 23 and an angle deviation evaluation unit 24, and the angle deviation evaluation unit 24 may output a launch command signal L to the projectile launcher 10 only when the angle deviation calculated by the angle deviation calculation unit 23 is less than or equal to the maximum allowable angle deviation.
１ 飛翔体発射装置
１０ 飛翔体発射機
１５ 計測システム
２０ 制御装置
２１ 到達位置偏差演算部
２２ 到達位置偏差評価部
２３ 角度偏差演算部
２４ 角度偏差評価部
２５ 偏差総合評価部
1. Projectile launcher 10. Projectile launcher 15. Measurement system 20. Control device 21. Arrival position deviation calculation unit 22. Arrival position deviation evaluation unit 23. Angle deviation calculation unit 24. Angle deviation evaluation unit 25. Overall deviation evaluation unit.
Claims (4)
角速度を含む前記飛翔体発射機の複数の運動パラメータを計測する計測システムと、
前記計測システムによって計測された前記運動パラメータに基づいて、所定の条件が満たされた場合に前記飛翔体発射機に対して発射指令信号を出力するように構成された制御装置と、
を備える飛翔体発射装置であって、
前記制御装置は、
到達位置偏差演算部及び到達位置偏差評価部と、
角度偏差演算部及び角度偏差評価部と、
偏差総合評価部と、
を備え、
前記到達位置偏差演算部は、それぞれの前記運動パラメータの偏差と当該偏差に起因する飛翔体の到達位置の偏差との関係が対応付けて記録された感度表と、前記計測システムによって計測された前記運動パラメータと、に基づいて、前記飛翔体の到達位置偏差を演算し、
前記到達位置偏差評価部は、前記到達位置偏差演算部によって算出された前記到達位置偏差が到達位置偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、
前記角度偏差演算部は、前記計測システムによって計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算し、
前記角度偏差評価部は、前記角度偏差演算部によって算出された前記角度偏差が角度偏差最大許容値以下である場合に、真理値１の信号を出力するように構成され、
前記偏差総合評価部は、前記到達位置偏差評価部から出力される信号の真理値、及び、前記角度偏差評価部から出力される信号の真理値が、いずれも１である場合に、前記発射指令信号を出力するように構成されている、飛翔体発射装置。 A projectile launcher,
A measurement system for measuring multiple motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity,
A control device configured to output a launch command signal to the projectile launcher when predetermined conditions are met, based on the motion parameters measured by the measurement system,
A projectile launcher equipped with,
The control device is
A unit for calculating the deviation of the arrival position and a unit for evaluating the deviation of the arrival position,
Angle deviation calculation unit and angle deviation evaluation unit,
The Department of Comprehensive Evaluation of Deviations,
Equipped with,
The arrival position deviation calculation unit calculates the arrival position deviation of the flying object based on a sensitivity table in which the relationship between the deviation of each of the motion parameters and the deviation of the arrival position of the flying object caused by that deviation is recorded, and the motion parameters measured by the measurement system.
The arrival position deviation evaluation unit is configured to output a signal of truth value 1 when the arrival position deviation calculated by the arrival position deviation calculation unit is less than or equal to the maximum allowable arrival position deviation.
The angle deviation calculation unit calculates the angle deviation of the projectile caused by the launch delay time, based on the angular velocity measured by the measurement system and the launch delay time specific to the combination of the projectile launcher and the projectile.
The angle deviation evaluation unit is configured to output a signal of truth value 1 when the angle deviation calculated by the angle deviation calculation unit is less than or equal to the maximum allowable angle deviation.
A projectile launcher, wherein the overall deviation evaluation unit is configured to output the launch command signal when the truth value of the signal output from the arrival position deviation evaluation unit and the truth value of the signal output from the angle deviation evaluation unit are both 1.
前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される、
ことを特徴とする、請求項１に記載の飛翔体発射装置。 The aforementioned multiple motion parameters include the position and velocity of the projectile launcher,
The aforementioned multiple motion parameters are measured relative to a coordinate system fixed to the Earth.
A projectile launcher according to claim 1, characterized in that
（ａ）角速度を含む飛翔体発射機の複数の運動パラメータのそれぞれの基準値からの偏差と、当該偏差に起因して生じる飛翔体の到達位置の基準到達位置からの偏差である到達位置偏差と、の関係が対応付けて記録された感度表を準備するステップ
（ｂ）前記複数の運動パラメータを計測するステップ
（ｃ）前記感度表と、計測された前記運動パラメータの前記基準値からの偏差である実偏差と、に基づいて、前記飛翔体の実際の到達位置の前記基準到達位置からの偏差である実到達位置偏差を演算するステップ
（ｄ）計測された前記角速度と、前記飛翔体発射機と前記飛翔体との組み合わせに固有の発射遅延時間とに基づいて、当該発射遅延時間に起因する前記飛翔体の角度偏差を演算するステップ
（ｅ）算出された前記実到達位置偏差が、到達位置偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｆ）算出された前記角度偏差が、角度偏差最大許容値以下であるか否かを判定するステップ
（ｇ）ステップ（ｅ）及び（ｆ）における判定結果が共に真である場合に、前記飛翔体発射機に対して前記飛翔体の発射を指令するステップ A projectile launch method including the following steps.
(a) A step of preparing a sensitivity table in which the relationship between the deviations of each of several motion parameters of the projectile launcher, including angular velocity, from their respective reference values, and the arrival position deviation, which is the deviation of the projectile's arrival position from the reference arrival position resulting from said deviation, is recorded in association with each other. (b) A step of measuring the several motion parameters. (c) A step of calculating the actual arrival position deviation, which is the deviation of the actual arrival position of the projectile from the reference arrival position, based on the sensitivity table and the actual deviations of the measured motion parameters from their reference values. (d) A step of calculating the angular deviation of the projectile, which is the deviation of the actual arrival position of the projectile from the reference arrival position, based on the measured angular velocity and the launch delay time specific to the combination of the projectile launcher and the projectile. (e) A step of determining whether the calculated actual arrival position deviation is less than or equal to the maximum allowable arrival position deviation. (f) A step of determining whether the calculated angular deviation is less than or equal to the maximum allowable angular deviation. (g) A step of commanding the projectile launcher to launch the projectile if the determination results in steps (e) and (f) are both true.
前記複数の運動パラメータは、地球に固定された座標系を基準として計測される、
ことを特徴とする、請求項３に記載の飛翔体発射方法。 The aforementioned multiple motion parameters include the position and velocity of the projectile launcher,
The aforementioned multiple motion parameters are measured relative to a coordinate system fixed to the Earth.
A method for launching a projectile according to claim 3, characterized in that it is the method for launching a projectile according to claim 3.
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