JPH0633985B2 - Homing equipment - Google Patents
Homing equipmentInfo
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- JPH0633985B2 JPH0633985B2 JP60149299A JP14929985A JPH0633985B2 JP H0633985 B2 JPH0633985 B2 JP H0633985B2 JP 60149299 A JP60149299 A JP 60149299A JP 14929985 A JP14929985 A JP 14929985A JP H0633985 B2 JPH0633985 B2 JP H0633985B2
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- Japan
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- signal
- gain
- rate
- gimbal
- output
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- Expired - Lifetime
Links
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Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （技術分野） 本発明はミサイルのホーミング装置に関し、特にその誘
導信号出力方式に関する。TECHNICAL FIELD The present invention relates to a homing device for a missile, and more particularly to a guide signal output system thereof.
（従来技術） 従来、ミサイル機体の安定化に関して、この種の、ホー
ミング装置にレートセンタを搭載し、そのレートを検出
して安定させる場合、その誘導信号出力は、第１図に示
す制御ブロックで、目標方向とミサイルシーカ方向の誤
差角に比例した出力σＨを採用している。(Prior Art) Conventionally, regarding stabilization of a missile airframe, when a rate center is mounted on a homing device of this type and the rate is detected and stabilized, the guidance signal output is obtained by the control block shown in FIG. , The output σ H proportional to the error angle between the target direction and the missile seeker direction is adopted.
（発明が解決しようとする問題点） 図において、ｎは、ミサイルに加わる外乱トルクで、飛
翔中に舵を切り旋回することなどによって発生する横加
速度を示し、これはジンバルのマスアンバランス量によ
って安定性を失う原因となる。この時、周波数によるゲ
イン特性は、低周波域では第２図のように平坦な特性と
なるが、ベアリング等によるフリクションなる非線形要
素を含めると、これは低周波域で支配的で、ゲインが上
がり、不安定な制御系になりやすいという欠点があっ
た。(Problems to be Solved by the Invention) In the figure, n is a disturbance torque applied to the missile, which is a lateral acceleration generated by turning the steering wheel during flight and the like. This is due to the amount of mass imbalance of the gimbal. It causes loss of stability. At this time, the gain characteristic with frequency becomes flat as shown in Fig. 2 in the low frequency region, but if a nonlinear element such as friction due to bearings is included, this is dominant in the low frequency region and the gain increases. However, there is a drawback that the control system tends to be unstable.
本発明は、上記欠点を解決し、ミサイル機体に加わる横
加速度等の外乱トルクに対して、低周波域では微分特性
を有しているため、低域で影響を受けやすいフリクショ
ン要素に対しても強い安定系を実現できるホーミング装
置を提供するものである。The present invention solves the above-mentioned drawbacks and has a differential characteristic in a low frequency range with respect to a disturbance torque such as lateral acceleration applied to a missile airframe, and therefore, even for a friction element which is easily affected in a low range. It is intended to provide a homing device capable of realizing a strong stable system.
（問題点を解決するための手段） 本発明は、ミサイルのホーミング装置であり、光学軸に
対し誤差角を検出する機能、ジンバル上でレートを検出
する機能、ジンバルを駆動する機能から構成され、誘導
信号出力はレートを検出する機能の出力信号を採用す
る。(Means for Solving the Problems) The present invention is a homing device for a missile, which is composed of a function of detecting an error angle with respect to an optical axis, a function of detecting a rate on a gimbal, and a function of driving a gimbal, As the induction signal output, an output signal having a function of detecting the rate is adopted.
（発明の実施例） 次に、本発明の実施例について、図面を参照して説明す
る。先ず、ミサイルのホーミング装置で、レートセンサ
をジンバル上に搭載したものについて、その制御ブロッ
ク図を第１図に示す。本発明のホーミング装置の制御ブ
ロックは、シーカゲインＫH,サーボアンプゲインＫA,モ
ータトルクＴM,ジンバル慣性１／(Ｊs),レートセンサゲ
インＫR,積分要素１／ｓ粘性抵抗ＣV,スプリングトルク
ＴS／ｓ，マスアンバランストルクＴUから成り、設定値
入力はシーカ方向角度σＨ，外乱入力は動揺入力ｑ，外
乱トルクｎであり、出力は誘導信号Ｈ（レートを検出
する信号）、Ｈ′（誤差角に比例する信号）である。Embodiments of the Invention Next, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. First, FIG. 1 shows a control block diagram of a homing device for a missile in which a rate sensor is mounted on a gimbal. The control block of the homing apparatus of the present invention includes a seeker gain K H , a servo amplifier gain K A , a motor torque T M , a gimbal inertia 1 / (Js), a rate sensor gain K R , an integral element 1 / s viscous resistance C V , a spring. It is composed of torque T S / s and mass unbalance torque T U , the set value input is the seeker direction angle σ H , the disturbance input is the shaking input q, the disturbance torque n, and the output is the induction signal H (signal for detecting the rate). , H ′ (a signal proportional to the error angle).
追尾方法は、シーカ方向角度σＨと目標方向角度との誤
差角がシーカゲインＫＨにより電気信号に変換されサー
ボアンプゲインＫＡで信号が増幅され、トルカにモータ
トルクＴＭを発生させ、慣性Ｊのジンバルを駆動してシ
ーカを目標方向に追尾させている。そして、安定化方法
は、ジンバルの動きをレートセンサ（ゲインＫＲ）で検
知し、サーボアンプにフィードバックすることで実現さ
れる。ベアリング等の粘性抵抗ＣV,ループ状の配線・配
管によるスプリングトルクＴＳマスアンバランストルク
ＴＵはジンバル駆動をする上での外乱要素である。この
時、誘導信号出力は、誤差角に比例した出力信号Ｈ′
とレートセンサ出力信号Ｈを採用できる。ここで、横
加速度等の外乱トルクｎに対する２種類の誘導信号の入
出力関係を伝達関数で求めると次のようになる。In the tracking method, the error angle between the seeker direction angle σ H and the target direction angle is converted into an electric signal by the seeker gain K H , the signal is amplified by the servo amplifier gain K A , the motor torque T M is generated in the torquer, and the inertia J The gimbal is driven to track the Seeker in the target direction. The stabilization method is realized by detecting the movement of the gimbal with a rate sensor (gain K R ) and feeding it back to the servo amplifier. The viscous resistance C V of the bearing or the like and the spring torque T S mass unbalance torque T U due to the loop-shaped wiring / piping are disturbance factors for gimbal drive. At this time, the guide signal output is the output signal H ′ proportional to the error angle.
And rate sensor output signal H can be adopted. Here, the input / output relationship of the two kinds of induction signals with respect to the disturbance torque n such as lateral acceleration is obtained by the transfer function as follows.
誤差角に比例した出力を誘導信号とした場合、 Ｌ（Ｈ′／ｎ）＝TUKH／｛Js2＋（ＣＶ＋TMKAKR）ｓ ＋（TS＋TMKAKH）｝ レートセンサ出力を誘導信号とした場合、 Ｌ（H／ｎ）＝TUKRs／｛Js2＋（CV＋TMKAKR）ｓ ＋（ＴS＋TMKAKH）｝ これらの式をもとにゲインの周波数特性を描くと、第２
図，第３図のようになる。制御系では、外乱の影響を受
けにくい系が優れていることから、ゲインは低いほど良
い。そこで、低域ではレートセンサ出力を誘導信号とし
た方が微分特性を示す分だけ優れ、高域では誤差角に比
例した出力を誘導信号とした方が減衰率が優れている。
しかし、ミサイル全体でみると、シーカの応答が良くて
も高周波信号に対しては機体が追従しないので、低域で
の外乱影響を受けにくい系が望まれるので、レートセン
サ出力を誘導信号とした方が強い安定系を組むことがで
きる。When the output proportional to the error angle is used as the induction signal, L ( H '/ n) = T U K H / {Js 2 + (C V + T M K A K R ) s + (T S + T M K A K H )} When the rate sensor output is used as an inductive signal, L ( H / n) = T U K R s / {Js 2 + (C V + T M K A K R ) s + (T S + T M K A K H )} Drawing the frequency characteristics of gain based on these equations gives the second
It becomes like Fig.3. As for the control system, a system that is less susceptible to the influence of disturbance is superior, so the lower the gain, the better. Therefore, in the low range, it is better to use the rate sensor output as the inductive signal because the differential characteristic is shown, and in the high range, the output which is proportional to the error angle is more effective in the attenuation rate.
However, looking at the missile as a whole, even if the seeker's response is good, the aircraft does not follow high frequency signals, so a system that is less susceptible to disturbance effects in the low range is desired, so the rate sensor output is used as an induction signal. It is possible to form a stronger stable system.
（発明の効果） 以上説明したように、本発明は誘導信号出力にレートを
検出する機能をもつ部分の出力を採用することによっ
て、ミサイル機体に加わる横加速度等の外乱トルクの影
響を抑えた強い安定系を組むことができるという効果を
有する。(Effects of the Invention) As described above, the present invention employs the output of the portion having the function of detecting the rate in the induction signal output to suppress the influence of the disturbance torque such as lateral acceleration applied to the missile airframe. It has an effect that a stable system can be formed.
第１図はミサイルのホーミングシステムに関して、レー
トセンサをジンバル上に搭載した場合の制御ブロック
図、第２図は誘導信号に誤差角に比例する信号を採用し
た場合のゲインの周波数特性、第３図は誘導信号にレー
トセンサの出力を採用した場合のゲインの周波数特性で
ある。 ＫＨ……シーカゲイン、ＫＡ……サーボアンプゲイン、
ＫＲ……レートセンサゲイン、ＴＭ……モータトルク、
Ｊ……ジンバル慣性、ＴＵ……マスアンバランストル
ク、ＴＳ……スプリングトルク、ＣＶ……粘性抵抗、σ
Ｈ……シーカ方向角度、Ｈ，Ｈ′……誘導信号、ｑ
……動揺入力、ｎ……外乱トルクFIG. 1 is a control block diagram of a missile homing system when a rate sensor is mounted on a gimbal, and FIG. 2 is a gain frequency characteristic when a signal proportional to an error angle is adopted as a guidance signal, FIG. Is the frequency characteristic of the gain when the output of the rate sensor is used for the induction signal. K H: Seeker gain, K A: Servo amplifier gain,
K R ...... rate sensor gain, T M ...... motor torque,
J: gimbal inertia, T U: mass unbalance torque, T S: spring torque, C V: viscous resistance, σ
H ... Seeker direction angle, H , H '... Guidance signal, q
…… Sway input, n …… Disturbance torque
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 飯田 徹 東京都港区芝５丁目33番１号 日本電気株 式会社内 (56)参考文献 特開 昭54−36000（ＪＰ，Ａ) 米国特許4396878（ＵＳ，Ａ) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Toru Iida 5-33-1 Shiba, Minato-ku, Tokyo Inside NEC Corporation (56) Reference JP 54-36000 (JP, A) US Patent 4396878 (US, A)
Claims (1)
ンバル上でレートを検出する手段と、前記ジンバルを駆
動させる手段をもち、機体を目標に追尾させる誘導信号
として前記レートの検出信号を採用し、外乱トルクに対
する前記レートの検出信号の伝達関数のゲインを低周波
数域で低くするようにしたことを特徴とするホーミング
装置1. A detection signal of the rate as an induction signal for tracking an aircraft with a target, comprising means for detecting an error angle with respect to an optical axis, means for detecting a rate on a gimbal, and means for driving the gimbal. And a gain of the transfer function of the detection signal of the rate with respect to the disturbance torque is reduced in a low frequency range.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60149299A JPH0633985B2 (en) | 1985-07-09 | 1985-07-09 | Homing equipment |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60149299A JPH0633985B2 (en) | 1985-07-09 | 1985-07-09 | Homing equipment |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6210599A JPS6210599A (en) | 1987-01-19 |
| JPH0633985B2 true JPH0633985B2 (en) | 1994-05-02 |
Family
ID=15472127
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60149299A Expired - Lifetime JPH0633985B2 (en) | 1985-07-09 | 1985-07-09 | Homing equipment |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0633985B2 (en) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4396878A (en) | 1981-07-13 | 1983-08-02 | General Dynamics, Pomona Division | Body referenced gimballed sensor system |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5436000A (en) * | 1977-08-26 | 1979-03-16 | Nec Corp | Proportional navigation induction system of flying body |
| JPS60101615A (en) * | 1983-11-08 | 1985-06-05 | Mitsubishi Electric Corp | Automatic steering device |
-
1985
- 1985-07-09 JP JP60149299A patent/JPH0633985B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4396878A (en) | 1981-07-13 | 1983-08-02 | General Dynamics, Pomona Division | Body referenced gimballed sensor system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6210599A (en) | 1987-01-19 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |