(57)【要約】【課題】子弾の積載量を維持したまま子弾の散布範囲を広げることができる飛翔体とその制御方法を提供する。【解決手段】所定の経路を飛行可能な機体１２と、機体１２に設けられ機軸を中心に機体１２を回転させる旋回翼１４と、機体内の機軸方向又は周方向に収納された複数の子弾容器１６と、子弾容器１６を制御する制御装置１８と、を備える。複数の子弾容器１６は、子弾１７をそれぞれ格納し、かつ子弾１７を放出可能に開放する。制御装置１８は、機体１２を旋回翼１４により機軸を中心に回転させ、一部の子弾１７を放出し、機体１２の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の子弾１７の放出と回転速度の加速を繰り返す。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
所定の経路を飛行可能な機体と、
前記機体に設けられ機軸を中心に前記機体を回転させる旋回翼と、
前記機体内の機軸方向又は周方向に収納され、子弾をそれぞれ格納し、かつ前記子弾を放出可能に開放する複数の子弾容器と、
前記子弾容器を制御し、前記子弾を開放して放出する制御装置と、を備え、
前記機体を前記旋回翼により前記機軸を中心に回転させ、一部の前記子弾を放出し、前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の前記子弾の前記放出と前記回転速度の加速を繰り返す、飛翔体。
【請求項２】
前記旋回翼は、飛翔体の発射前に折り畳まれ発射後に展開する展開翼、又は飛行中に迎角を変化できる可変翼である、請求項１に記載の飛翔体。
【請求項３】
所定の経路を飛行可能な機体と、
前記機体に設けられ機軸を中心に前記機体を回転させる旋回翼と、
前記機体内の機軸方向又は周方向に収納され、子弾をそれぞれ格納し、かつ前記子弾を放出可能に開放する複数の子弾容器と、
前記子弾容器を制御し、前記子弾を開放して放出する制御装置と、を備える飛翔体の制御方法であって、
前記機体を前記旋回翼により前記機軸を中心に回転させ、一部の前記子弾を放出し、前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の前記子弾の前記放出と前記回転速度の加速を繰り返す、飛翔体の制御方法。
【請求項４】
前記機軸方向に収納された複数の前記子弾の一部を放出し、
前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、
次いで、前記機軸方向の位置が異なる前記子弾の残部を順次放出する、請求項３に記載の飛翔体の制御方法。
【請求項５】
前記周方向に収納された複数の前記子弾の一部を放出し、
前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、
次いで、前記周方向の位置が異なる前記子弾の残部を順次放出する、請求項３に記載の飛翔体の制御方法。
【請求項６】
前記旋回翼は、飛行中に迎角を変化できる可変翼であり、
機体の角速度を計測して制御装置により遠心力を算出し、所望の散布範囲となるよう可変翼で機体の回転速度を調整する、請求項３に記載の飛翔体の制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、複数の子弾を備えた飛翔体とその制御方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
複数の子弾を備えた飛翔体は、例えば、特許文献１に開示されている。
【０００３】
特許文献１の「飛翔体」は、複数の子弾、目標検知用のセンサ、展開翼、及び計算機を備え、子弾の射出時刻及び射出個数を算出して残存子弾の射出時刻を順次設定するものである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平６−２７３１００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
上述した従来技術において、飛翔体が展開翼を備え、展開翼により機軸を中心に飛翔体を回転（スピン）させることで、飛翔体の飛翔が安定する。
また、飛翔体は子弾収容部にカバーを有し、子弾の射出時にカバーを外すようになっている。カバーが外れると、飛翔体の回転による遠心力で、飛翔体内の子弾が外方へ放出され、重力により落下して目標周辺に散布される。
【０００６】
しかし、従来の飛翔体は、子弾射出時の飛行速度が予め設定されており、展開翼による回転速度がほぼ一定であった。そのため、子弾の散布範囲が限定されていた。
また、子弾の散布範囲を広げるために火薬等を用いると、子弾の積載量が低減する。また、火薬等の爆発力や子弾同士の衝突により、子弾が損傷する可能性もある。
【０００７】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、子弾の積載量を維持したまま子弾の散布範囲を広げることができる飛翔体とその制御方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明によれば、所定の経路を飛行可能な機体と、
前記機体に設けられ機軸を中心に前記機体を回転させる旋回翼と、
前記機体内の機軸方向又は周方向に収納され、子弾をそれぞれ格納し、かつ前記子弾を放出可能に開放する複数の子弾容器と、
前記子弾容器を制御し、前記子弾を開放して放出する制御装置と、を備え、
前記機体を前記旋回翼により前記機軸を中心に回転させ、一部の前記子弾を放出し、前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の前記子弾の前記放出と前記回転速度の加速を繰り返す、飛翔体が提供される。
【０００９】
また、本発明によれば、所定の経路を飛行可能な機体と、
前記機体に設けられ機軸を中心に前記機体を回転させる旋回翼と、
前記機体内の機軸方向又は周方向に収納され、子弾をそれぞれ格納し、かつ前記子弾を放出可能に開放する複数の子弾容器と、
前記子弾容器を制御し、前記子弾を開放して放出する制御装置と、を備える飛翔体の制御方法であって、
前記機体を前記旋回翼により前記機軸を中心に回転させ、一部の前記子弾を放出し、前記機体の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の前記子弾の前記放出と前記回転速度の加速を繰り返す、飛翔体の制御方法が提供される。
【発明の効果】
【００１０】
上記本発明によれば、機体を旋回翼により機軸を中心に回転させ、一部の子弾を放出することにより、機体が軽くなり、機体の機軸まわりの慣性モーメントが減少する。そのため、機体の回転速度を加速することができる。
従って、機体の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の子弾の放出と回転速度の加速を繰り返すことにより、子弾の積載量を維持したまま、子弾の散布範囲を広げることができ、弾頭の効果範囲を大きくすることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明による飛翔体の実施形態図である。
【図２】第１実施形態の制御方法の説明図である。
【図３】第２実施形態の制御方法の説明図である。
【図４】図３の制御方法による飛行状態の説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１３】
図１は、本発明による飛翔体１０の実施形態図である。
この図において、飛翔体１０は、機体１２、旋回翼１４、複数の子弾容器１６、及び制御装置１８を備える。
【００１４】
機体１２は、例えばロケット弾であり、所定の経路を飛行可能に構成されている。所定の経路は、例えば目標までの飛行経路と飛行高度である。
機体１２は、例えば推進用のロケットモータ１２ａ及び目標把握用のセンサ１２ｂを有する。なお、機体１２は、ロケット弾に限定されず、所定の経路を飛行可能であればよい。
【００１５】
旋回翼１４は、機体１２に設けられ機軸を中心に機体１２を回転させる。
旋回翼１４は、例えば飛翔体１０の発射前に折り畳まれ発射後に展開する展開翼である。飛翔体１０が展開翼を有することにより、飛翔体１０を発射するランチャの発射筒を小径にすることができる。
【００１６】
旋回翼１４は、飛行中に迎角を変化できる可変翼であってもよい。飛翔体１０が可変翼を有することにより、飛行中に迎角を変化させて機体１２の回転速度を制御することができる。
また、機体１２の角速度を計測して制御装置１８により遠心力を算出し、所望の散布範囲（遠心力）となるよう可変翼で機体の回転速度（角速度）を調整してもよい。
【００１７】
この例で、旋回翼１４は、機体１２の後端部に設けられているが、旋回翼１４の位置は後端部に限定されず、その他の位置でもよい。
【００１８】
複数の子弾容器１６は、機体内の機軸方向又は周方向に収納されている。
この例で、１２個の子弾容器１６が機軸方向に６段に、周方向に２列に、それぞれ隣接して配置されているが、機軸方向又は周方向の一方のみでもよい。また、複数の子弾容器１６を備える限りで、機軸方向の段数は１段以上であればよく、周方向の列数も１列以上であればよい。
【００１９】
子弾容器１６は、子弾１７をそれぞれ格納し、かつ格納した子弾１７を放出可能に開放する。子弾容器１６は、それぞれ開放可能なカバー１６ａを有し、カバー１６ａを外すことで、単独で格納した子弾１７を放出可能であるのが好ましい。
カバー１６ａは、機体１２の外面の一部であり、機体１２の外面に設けられており、カバー離脱装置１６ｂにより、機体１２の外方に分離させて外すことができるようになっている。
【００２０】
子弾１７は、弾頭又はフレシェットである。子弾１７は、複数の弾頭又はフレシェットで構成されることが好ましい。フレシェットは、例えばタングステン等の金属で造られた翼付のピンである。
【００２１】
制御装置１８は、子弾容器１６を制御し、子弾１７を開放して放出する。
制御装置１８は、子弾容器１６のカバー離脱装置１６ｂを制御して、カバー１６ａを機体１２の外方に分離させて外し、子弾１７を開放して放出する。
制御装置１８は、機体１２の所定の経路と子弾１７の放出地点を記憶することが好ましい。
また、旋回翼１４が可変翼である場合、制御装置１８は、旋回翼１４を制御し、飛行中に迎角を変化させることができるようになっている。
【００２２】
本発明による飛翔体１０の制御方法は、上述した制御装置１８により、機体１２を旋回翼１４により機軸を中心に回転させ、一部の子弾１７を放出し、機体１２の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の子弾１７の放出と回転速度の加速を繰り返す。
【００２３】
図２は、第１実施形態の制御方法の説明図である。
この図において、（Ａ）は子弾１７の放出前、（Ｂ）は一部の子弾１７の放出時、（Ｃ）は残部の子弾１７の放出時を示している。
【００２４】
図２（Ａ）において、複数（１２個）の子弾容器１６が、機体内の機軸方向又は周方向に収納されている。各子弾容器１６に格納された子弾１７の質量をｍ、子弾１７の重心の機軸からの半径方向位置をｒ、機体１２の角速度をω０とする。
この状態において、各子弾１７には、遠心力Ｆ０＝ｍ・ｒ・ω０２・・・（１）が作用している。
【００２５】
図２（Ｂ）において、機軸方向に収納された子弾１７の一部を初めに放出する。放出された子弾１７は、遠心力Ｆ０により飛翔体１０の外方へ放出され、重力により落下して目標周辺に散布される。
【００２６】
子弾１７の放出は、ロケットモータ１２ａの燃焼終了後でも燃焼中でも良い。
【００２７】
ロケットモータ１２ａの燃焼終了後は、飛翔体１０の飛行速度が一定になるが、一部の子弾１７の放出により、飛翔体１０の全重量が低下するため、飛翔体１０の機軸まわりの慣性モーメントが減少する。この際、回転トルクは一定なので、機体１２の回転速度（角速度）が加速される。
【００２８】
一方、ロケットモータ１２ａの燃焼中では、一部の子弾１７の放出により、飛翔体１０の全重量が低下するため飛翔体１０の飛行速度がより増加する。この際、飛行速度に応じて回転トルクがより増加するため、機体１２の回転速度（角速度）がより加速される。
【００２９】
なお、旋回翼１４を可変することにより回転トルクを増加させ、機体１２の回転速度（角速度）をより加速させることもできる。
【００３０】
従って、子弾１７の一部の放出により、機体１２の回転速度（角速度）が加速される。加速後の角速度をω１（＞ω０）とする。
【００３１】
この状態において、各子弾１７には、遠心力Ｆ１＝ｍ・ｒ・ω１２・・・（２）が作用している。遠心力Ｆ１＞遠心力Ｆ０である。
【００３２】
図２（Ｃ）において、機軸方向の位置が異なる子弾１７の残部を段階的に放出することにより、子弾１７に付与される遠心力は段階的に増大する。
【００３３】
上述したように、制御方法の第１実施形態では、図２（Ａ）（Ｂ）において、機軸方向に収納された複数の子弾１７の一部を放出し、図２（Ｂ）において、機体１２の回転速度が上昇するまで待機し、次いで、図２（Ｃ）において、機軸方向の位置が異なる子弾１７の残部を順次放出する。
この方法により、子弾１７の散布範囲をより大きく広げることができ、弾頭の効果範囲を広げることができる。
【００３４】
図３は、第２実施形態の制御方法の説明図であり、図４はその制御方法による飛行状態の説明図である。
図３と図４において、（Ａ）は子弾１７の放出前、（Ｂ）は一部の子弾１７の放出時、（Ｃ）は残部の子弾１７の放出時を示している。
【００３５】
図３（Ａ）において、複数（１２個）の子弾容器１６が、機体内の機軸方向又は周方向に収納されている。
この状態において、各子弾１７には、遠心力Ｆ０＝ｍ・ｒ・ω０２・・・（１）が作用している。
【００３６】
図３（Ｂ）と図４（Ｂ）において、周方向に収納された複数の子弾１７の一部を初めに放出する。放出された子弾１７は、遠心力Ｆ０により飛翔体１０の外方へ放出され、重力により落下して目標周辺に散布される。
【００３７】
子弾１７の放出は、ロケットモータ１２ａの燃焼終了後でも燃焼中でも良い。
【００３８】
子弾１７の一部の放出により、第１実施形態と同様に、機体１２の回転速度（角速度）が加速される。加速後の角速度をω１（＞ω０）とする。
【００３９】
また、この例では、機軸に対して子弾１７の残部が偏って位置するので、飛翔体１０は偏心して回転し、その偏心回転半径ｒ１は子弾１７の半径方向位置ｒよりも大きくなる。すなわち、偏心回転半径ｒ１＞半径方向位置ｒである。
この状態において、各子弾１７には、遠心力Ｆ２＝ｍ・ｒ１・ω１２・・・（３）が作用している。Ｆ２＞Ｆ０である。
【００４０】
図３（Ｃ）と図４（Ｃ）において、周方向の位置が異なる子弾１７の残部を段階的に放出することにより、子弾１７に付与される遠心力は段階的に増大する。
【００４１】
上述したように、制御方法の第２実施形態では、図３（Ａ）（Ｂ）において、周方向に収納された複数の子弾１７の一部を放出し、図３（Ｂ）において、機体１２の回転速度が上昇するまで待機し、次いで、図３（Ｃ）において、周方向の位置が異なる子弾１７の残部を順次放出する。
この方法により、子弾１７の散布範囲をより大きく広げることができ、弾頭の効果範囲を広げることができる。
【００４２】
上述した本発明の実施形態によれば、機体１２を旋回翼１４により機軸を中心に回転させ、一部の子弾１７を放出することにより、機体１２が軽くなり、機体１２の機軸まわりの慣性モーメントが減少するため、機体１２の回転速度を加速することができる。
従って、機体１２の回転速度が上昇するまで待機し、次いで残部の子弾１７の放出と回転速度の加速を繰り返すことにより、子弾１７の積載量を維持したまま、子弾１７の散布範囲を広げることができ、弾頭の効果範囲を大きくすることができる。
【００４３】
なお本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【００４４】
ｍ  子弾質量、ｒ  子弾重心の半径方向位置、ｒ１  偏心回転半径、
ω０，ω１  角速度、Ｆ０，Ｆ１，Ｆ２  遠心力、１０  飛翔体、
１２  機体、１２ａ  ロケットモータ、１２ｂ  センサ、１４  旋回翼、
１６  子弾容器、１６ａ  カバー、１６ｂ  カバー離脱装置、
１７  子弾、１８  制御装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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