(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機から放出されるときに前記航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体と、
前記航空機に設けられ、自動的に放出トリガ信号を出力する演算部と、
前記航空機に設けられ、前記放出トリガ信号に応答して前記飛しょう体を放出する放出機構と
を具備し、
前記飛しょう体は、
前記飛しょう体の後方の飛行物体をロックオンするシーカと、
操舵翼と、
前記飛しょう体と前記飛行物体とが相対的に接近するように前記操舵翼を駆動する操舵装置と
を備える
航空機防御装置。
【請求項２】
前記飛しょう体は推進装置を備えない
請求項１の航空機防御装置。
【請求項３】
前記放出機構は、前記航空機の機体尾部に設けられ、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出する
請求項１又は２の航空機防御装置。
【請求項４】
前記航空機に設けられた後方警戒センサを更に具備し、
前記後方警戒センサは、前記航空機の後方を警戒し、前記航空機から見た前記飛行物体の相対速度及び相対距離と、前記航空機の速度ベクトルと前記飛行物体の速度ベクトルとのなす角度とを検出し、
前記演算部は、前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度に基づいて前記放出トリガ信号を出力する
請求項１の航空機防御装置。
【請求項５】
前記飛しょう体は、弾頭又は欺瞞装置を備える
請求項１乃至４のいずれかの航空機防御装置。
【請求項６】
前記飛しょう体は、前記弾頭及び前記欺瞞装置を備える
請求項５の航空機防御装置。
【請求項７】
後方の飛行物体をロックオンするシーカを備えた飛しょう体を航空機から放出するステップと、
前記航空機から放出されたときに前記航空機から受けた初速を利用して飛行しながら、前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近するステップと
を具備し、
前記飛しょう体は、
操舵翼と
を備え、
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出し、
前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップは、前記シーカが出力する信号に基づいて前記操舵翼を駆動するステップを備え、
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記飛しょう体を自動的に放出する
航空機防御方法。
【請求項８】
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記航空機の機体尾部から前記飛しょう体を放出する
請求項７の航空機防御方法。
【請求項９】
前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップにおいて、前記初速のみで前記飛しょう体の機体運動制御に必要な空気力を得る
請求項７又は８の航空機防御方法。
【請求項１０】
前記航空機から見た前記飛行物体の相対速度及び相対距離と、前記航空機の速度ベクトルと前記飛行物体の速度ベクトルとのなす角度とを検出するステップと、
前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度に基づいて自動的に放出トリガ信号を出力するステップと
を更に具備し、
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記放出トリガ信号に応答して前記飛しょう体を放出する
請求項７の航空機防御方法。
【請求項１１】
前記放出トリガ信号を出力する前記ステップにおいて、前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度が飛しょう体放出条件を満たす場合に前記放出トリガ信号を出力し、
前記飛行物体の特徴又は前記航空機の周囲の環境条件に基づいて前記飛しょう体放出条件を変更するステップを更に具備する
請求項１０の航空機防御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機防御装置及び航空機防御方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機に搭載される空対空ミサイル（ＡＡＭ）は、近年、機体旋回能力の向上やシーカ視野の拡大により、前方目標のみならず側方目標への発射が可能となっている。後方目標については、自機から後方に発射されるミサイルのアイデアが古くから存在する。しかし、後方に発射されるミサイルは、発射後一時的に対気速度がゼロになるために機体運動制御が困難になるという問題があり、未だ実用化されていない。
【０００３】
したがって、後方の敵航空機を排除することができず、後方の敵航空機によるミサイル又は固定武装を用いた攻撃は大きな脅威となる。自機を後方から攻撃するミサイルに対する防御方法として、フレア、チャフ、ＥＣＭ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｃｏｕｎｔｅｒ  Ｍｅａｓｕｒｅｓ）によりミサイルを欺瞞する方法が用いられている。しかし、近年はミサイルに搭載されるシーカの識別能力が向上しているため、ミサイルを欺瞞することが難しくなっている。
【０００４】
図１は、本発明に関連する技術として、特許文献１に記載の後方目標用対空ミサイル１０２を示している。ミサイル１０２は、コントロール翼１０４と、ＴＶＣ（Ｔｈｒｕｓｔ  Ｖｅｃｔｏｒ  Ｃｏｎｔｒｏｌ）装置１０７とを備える。コントロール翼１０４はミサイル１０２の前胴部１０３に設けられ、ＴＶＣ装置１０７はミサイル１０２の尾部に設けられる。ＴＶＣ装置１０７の主ロケットモータのノズル１０８が離脱可能なドーム１０６に覆われる。
【０００５】
自機の後方から接近する敵戦闘機やミサイルのような脅威が発生した場合、ミサイル１０２が自機から後ろ向きに投下される。投下後、ミサイル１０２の速度がある速度に低下するまでは、ミサイル１０２はコントロール翼１０４の操舵により自機の速度方向に安定飛しょうを行う。ミサイル１０２の速度がある速度に低下したら、ＴＶＣ装置１０７の主ロケットモータに点火する。ノズル１０８からの噴流は、ドーム１０６を自機の速度方向に離脱し、ミサイル１０２を自機の速度方向の逆方向に加速する推力を発生する。この後、コントロール翼１０４は前翼として使用され、ミサイル１０２の誘導・制御は前翼１０４による操舵及びＴＶＣ装置１０７によるＴＶＣの組合せにより実行される。
【０００６】
ＴＶＣ装置１０７を搭載しているため、ミサイル１０２は対気速度がゼロのときでもある程度の機体運動能力を確保することが可能であると考えられる。しかしながら、ＴＶＣ装置１０７を搭載するとミサイル１０２の小型化が困難になり、自機に多数のミサイル１０２を搭載することができなくなると考えられる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開平６−３４１７９８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の目的は、航空機を後方の脅威から防御するための航空機防御装置及び航空機防御方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１０】
本発明による航空機防御装置は、航空機（１０）から放出されるときに前記航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体（３０）を具備する。前記飛しょう体は、前記飛しょう体の後方の飛行物体（８０）をロックオンするシーカ（３３）と、操舵翼（４０）と、前記飛しょう体と前記飛行物体とが相対的に接近するように前記操舵翼を駆動する操舵装置（３９）とを備える。
【００１１】
前記飛しょう体は推進装置を備えない。
【００１２】
上記航空機防御装置は、前記航空機の機体尾部（１０ａ）に設けられた放出機構（２１）を更に具備する。前記放出機構は、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出する。
【００１３】
上記航空機防御装置は、前記航空機に設けられた演算部（２３）を更に具備する。前記演算部は自動的に放出トリガ信号を出力する。前記放出機構は前記放出トリガ信号に応答して前記飛しょう体を放出する。
【００１４】
上記航空機防御装置は、前記航空機に設けられた後方警戒センサ（２２）を更に具備する。前記後方警戒センサは、前記航空機の後方を警戒し、前記航空機から見た前記飛行物体の相対速度（Ｖ）及び相対距離（Ｌ）と、前記航空機の速度ベクトルと前記飛行物体の速度ベクトルとのなす角度（θ）とを検出する。前記演算部は、前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度に基づいて前記放出トリガ信号を出力する。
【００１５】
前記飛しょう体は、弾頭（３７）又は欺瞞装置（４５）を備える。
【００１６】
前記飛しょう体は、前記弾頭及び前記欺瞞装置を備える。
【００１７】
本発明による航空機防御方法は、後方の飛行物体（８０）をロックオンするシーカ（３３）を備えた飛しょう体（３０）を航空機（１０）から放出するステップと、前記航空機から放出されたときに前記航空機から受けた初速を利用して飛行しながら、前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近するステップとを具備する。前記飛しょう体は、操舵翼（４０）とを備える。前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出する。前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップは、前記シーカが出力する信号に基づいて前記操舵翼を駆動するステップを備える。
【００１８】
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記航空機の機体尾部（１０ａ）から前記飛しょう体を放出する。
【００１９】
前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップにおいて、前記初速のみで前記飛しょう体の機体運動制御に必要な空気力を得る。
【００２０】
前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記飛しょう体を自動的に放出する。
【００２１】
上記航空機防御方法は、前記航空機から見た前記飛行物体の相対速度（Ｖ）及び相対距離（Ｌ）と、前記航空機の速度ベクトルと前記飛行物体の速度ベクトルとのなす角度（θ）とを検出するステップと、前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度に基づいて自動的に放出トリガ信号を出力するステップとを更に具備する。前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記放出トリガ信号に応答して前記飛しょう体を放出する。
【００２２】
前記放出トリガ信号を出力する前記ステップにおいて、前記相対速度、前記相対距離、及び、前記角度が飛しょう体放出条件を満たす場合に前記放出トリガ信号を出力する。上記航空機防御方法は、前記飛行物体の特徴又は前記航空機の周囲の環境条件に基づいて前記飛しょう体放出条件を変更するステップを更に具備する。
【発明の効果】
【００２３】
本発明によれば、航空機を後方の脅威から防御するための航空機防御装置及び航空機防御方法が提供される。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】図１は、従来の後方目標用対空ミサイルの概略図である。
【図２】図２は、本発明の第１の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法の概念図である。
【図３】図３は、第１の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体放出装置のブロック図である。
【図４】図４は、第１の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体の斜視図である。
【図５】図５は、本発明の第２の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体の斜視図である。
【図６】図６は、本発明の第３の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体放出装置のブロック図である。
【図７】図７は、第３の実施形態に係る航空機防御方法の概念図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
添付図面を参照して、本発明による航空機防御装置及び航空機防御方法を実施するための形態を以下に説明する。
【００２６】
（第１の実施形態）
図２を参照して、本発明の第１の実施形態に係る航空機防御装置は、飛行中の航空機１０を飛行物体８０のような後方の脅威から防御するために用いられる。以下、飛行物体８０が空対空ミサイル（ＡＡＭ）の場合を説明するが、飛行物体８０は敵航空機のようなＡＡＭ以外の飛行物体でもよい。航空機１０は、尾翼１１と、機体尾部（胴体の尾部）１０ａとを備えている。図において航空機１０は戦闘機として示されているが、航空機１０は輸送機や哨戒機であってもよい。
【００２７】
第１の実施形態に係る航空機防御装置は、飛しょう体放出装置２０と、飛しょう体３０とを備えている。飛しょう体放出装置２０は機体尾部１０ａに設けられる。飛しょう体３０は飛しょう体放出装置２０によって機体尾部１０ａから放出される。
【００２８】
図３を参照して、飛しょう体放出装置２０は、放出機構２１を備える。以下、機体尾部１０ａに設けられた放出機構２１から飛しょう体３０が放出される場合を説明するが、放出機構２１は航空機１０のパイロンや機体胴体に設けられてもよい。
【００２９】
図４を参照して、飛しょう体３０は、胴体３１と、翼３２と、シーカ３３と、オートパイロット３４と、慣性装置３５と、信管３６と、弾頭３７と、サーボアンプ３８と、操舵装置３９と、操舵翼４０と、フェアリング４１とを備える。翼３２は、例えば、胴体３１の後部に設けられた固定安定翼である。シーカ３３は、飛しょう体３０の後方の目標をロックオン可能なように、胴体３１の後部に設けられる。オートパイロット３４、慣性装置３５、信管３６、弾頭３７、サーボアンプ３８、及び操舵装置３９は、胴体３１内に設けられる。操舵翼４０は操舵装置３９に設けられる。フェアリング４１は胴体３１の先端に設けられる。操舵装置３９は操舵翼４０を駆動する。シーカ３３は、飛しょう体３０を目標に誘導するために、加速度指令の信号を出力する。慣性装置３５は、飛しょう体３０の加速度を検出して検出加速度として出力する。オートパイロット３４は、加速度指令及び検出加速度に基づいて、舵角指令を出力する。サーボアンプ３８は、舵角指令と操舵翼４０の舵角とが一致するように、操舵装置３９を制御する。すなわち、操舵装置３９は、シーカ３３がロックオンした目標と飛しょう体３０とが相対的に接近するように操舵翼４０を駆動する。信管３６は、近接信管であって、目標の近傍で弾頭３７を起爆する。起爆された弾頭３７は、多数のフラグメントを飛散させる。空中を漂うフラグメントによって目標が破壊される。
【００３０】
飛しょう体３０が推進装置を備えないため、飛しょう体３０の小型化が可能である。したがって、多数の飛しょう体３０を航空機１０に搭載することができる。
【００３１】
以下、本実施形態に係る航空機防御方法を説明する。
【００３２】
放出機構２１は、シーカ３３が航空機１０の後方を向いた状態で飛しょう体３０を保持する。航空機１０のパイロットは、航空機１０の後方から接近する飛行物体８０に気づいた場合、手動操作により放出トリガ信号を生成する。放出機構２１は、放出トリガ信号に応答して、シーカ３３が航空機１０の後方を向く姿勢で飛しょう体３０を放出する。すなわち、放出された瞬間における飛しょう体３０の航空機１０に対する相対速度がほぼゼロである。
【００３３】
ここで、飛しょう体３０が機体尾部１０ａから放出されるため、飛しょう体３０が尾翼１１に衝突することが防止される。
【００３４】
尚、シーカ３３が飛行物体８０をロックオンした後に飛しょう体３０を放出してもよく、放出後にシーカ３３が飛行物体８０をロックオンしてもよい。
【００３５】
飛しょう体３０は、放出されるときに航空機１０から受けた初速を利用して飛行する。操舵装置３９は、シーカ３３が出力する信号に基づいて、飛しょう体３０の後方から飛行物体８０が追いつく形で飛しょう体３０と飛行物体８０とが相対的に接近するように操舵翼４０を駆動する。ここで、飛しょう体３０は、推進装置を用いずに、初速のみで飛しょう体３０の機体運動制御に必要な空気力を得て自律誘導を行う。飛しょう体３０は、空気抵抗により速度が徐々に低下しながら飛行物体８０に接近し、飛行物体８０の近傍で弾頭３７を起爆して飛行物体８０を破壊する。このように、本実施形態に係る航空機防御装置は航空機１０を後方の脅威から防御する。
【００３６】
ここで、飛しょう体３０が放出されるときに航空機１０から受けた初速を利用して飛行するため、飛しょう体３０と飛行物体８０の対気速度方向が一致する。そのため、飛しょう体３０と飛行物体８０の相対速度が小さくなり、且つ、誘導時間が長くなる。したがって、本実施形態によれば、推力装置を有して目標に向かう方向の対気速度で飛行する通常の飛しょう体に比べて、飛行物体８０の近傍に飛しょう体３０を誘導することが容易になる。
【００３７】
（第２の実施形態）
図５を参照して、本発明の第２の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法を説明する。本実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法は、以下の説明を除いて第１の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法と同様である。本実施形態に係る飛しょう体３０は、弾頭３７及び信管３６のかわりに欺瞞装置４５を備える。欺瞞装置４５は、フレア発射装置、チャフ発射装置、又は、ＥＣＭ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｃｏｕｎｔｅｒ  Ｍｅａｓｕｒｅｓ）装置である。欺瞞装置４５は、飛しょう体３０の飛行中に、フレアを発射し、チャフを発射し、又は、ＥＣＭ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ  Ｃｏｕｎｔｅｒ  Ｍｅａｓｕｒｅｓ）を出力する。ここで、ＥＣＭは、飛行物体８０が出力した電波が航空機１０で反射した反射波を模擬する電波である。
【００３８】
本実施形態によれば、欺瞞装置４５を有する飛しょう体３０を飛行物体８０の近傍まで誘導することで、飛行物体８０に搭載されているシーカのシグナル／ノイズ特性を劣化させることができる。本実施形態によれば、航空機１０に搭載された欺瞞装置からフレアを発射し、チャフを発射し、又はＥＣＭを出力する通常の欺瞞方法に比べて、飛行物体８０を欺瞞する信号の放射源又は反射源と飛行物体８０との距離を短くすることができるため、欺瞞効果が増大する。
【００３９】
なお、欺瞞装置４５、弾頭３７、及び信管３６の全部を飛しょう体３０に搭載してもよい。この場合、飛行物体８０が欺瞞装置４５により飛しょう体３０又はその近傍に誘導されるため、飛行物体８０を弾頭３７の起爆により破壊する可能性を高めることができる。
【００４０】
（第３の実施形態）
本発明の第３の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法は、以下の説明を除いて第１又は第２の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法と同様である。本実施形態においては、飛しょう体放出装置２０が飛しょう体３０を自動的に放出する。
【００４１】
図６を参照して、本実施形態に係る飛しょう体放出装置２０は、放出機構２１に加えて、後方警戒センサ２２と、演算部２３とを備える。
【００４２】
図７を参照して、後方警戒センサ２２は、航空機１０の後方を警戒して、後方の飛行物体８０の接近を探知して飛行物体８０を追尾する。後方警戒センサ２２は、航空機１０から見た飛行物体８０の相対速度Ｖ及び相対距離Ｌと、航空機１０の速度ベクトルと飛行物体８０の速度ベクトルとのなす角度θとを検出する。
【００４３】
演算部２３は、放出トリガ信号を出力するかどうかの条件判定を実行する。演算部２３は、相対速度Ｖ、相対距離Ｌ、及び、角度θに基づいて放出トリガ信号を自動的に出力する。演算部２３は、相対速度Ｖ、相対距離Ｌ、及び、角度θが飛しょう体放出条件を満たす場合に放出トリガ信号を出力する。ここで、飛しょう体放出条件は、飛しょう体３０が飛行物体８０に相対的に接近可能な条件として設定される。例えば、演算部２３は、相対速度Ｖが相対速度設定範囲内、相対距離Ｌが相対距離設定範囲内、且つ、角度θが角度設定範囲内の場合に放出トリガ信号を出力する。放出機構２１は、演算部２３が出力した放出トリガ信号に応答して飛しょう体３０を放出する。
【００４４】
放出後、シーカ３３が飛行物体８０をロックオンするまで、飛しょう体３０は慣性誘導飛行を行って飛行物体８０に対して大雑把に接近する。慣性誘導飛行において、操舵装置３９は、放出直前の相対速度Ｖ、相対距離Ｌ、及び、角度θと、慣性装置３５の出力とに基づいて操舵翼４０を駆動する。シーカ３３が飛行物体８０をロックオンした後は、飛しょう体３０は上述のようにシーカ３３を用いた誘導飛行を行って飛行物体８０に対して精密に接近する。
【００４５】
本実施形態によれば、飛しょう体３０が自動的に放出されるため、パイロットに依存せずに自動的に航空機１０を飛行物体８０から防御することが可能である。また、演算装置２３が相対速度Ｖ、相対距離Ｌ、及び、角度θに基づいて放出トリガ信号を出力するため、飛しょう体３０が放出後に後方の飛行物体８０をロックオンし、飛行物体８０に相対的に接近することを可能とするタイミングで飛しょう体３０が放出される。飛しょう体３０が適切な条件で放出されるため、本実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法の有効性を高めることができる。
【００４６】
ここで、演算部２３は、目標である後方の飛行物体８０の特徴や航空機１０の周囲の環境条件に基づいて飛しょう体放出条件を変更することが好ましい。例えば、雨や雪の場合はシーカ３３が飛行物体８０をロックオン可能な距離が短くなるため、演算部２３は、航空機１０の周囲の環境条件に基づいて相対距離設定範囲を変更する。
【００４７】
尚、本発明は上記実施形態に限定されない。上記実施形態どうしを組合せたり、上記実施形態に様々な変更を加えることが可能である。例えば、弾頭３７及び欺瞞装置４５のいずれも備えない飛しょう体３０を飛行物体８０に直撃させることで飛行物体８０に損傷を与えてもよい。
【符号の説明】
【００４８】
１０…航空機
１０ａ…機体尾部
１１…尾翼
２０…飛しょう体放出装置
２１…放出機構
２２…後方警戒センサ
２３…演算部
３０…飛しょう体
３１…胴体
３２…翼
３３…シーカ
３４…オートパイロット
３５…慣性装置
３６…信管
３７…弾頭
３８…サーボアンプ
３９…操舵装置
４０…操舵翼
４１…フェアリング
４５…欺瞞装置
８０…飛行物体
Ｖ…相対速度
Ｌ…相対距離
θ…角度
１０２…後方目標用対空ミサイル
１０３…前胴部
１０４…コントロール翼
１０６…ドーム
１０７…ＴＶＣ装置
１０８…推進用ノズル
【図１】
0005506581.tif 000002
【図２】
0005506581.tif 000003
【図３】
0005506581.tif 000004
【図４】
0005506581.tif 000005
【図５】
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【図６】
0005506581.tif 000007
【図７】
0005506581.tif 000008