(57)【要約】  本発明の２次元補正システムは、飛翔中のスピンまたはフィン安定化発射体10を制御する空気力学的表面18の間欠的な展開を使用して左右方向および下降方向の両衝撃エラーを補正する。間欠的な表面の展開は回転モーメントを生成し、それにより発射体に上昇力を生成して発射体10を２次元で弾道軌道に駆動する。低い回転速度の発射体10（フィン安定化）では回転モーメントは直接上昇力を生成して発射体10を駆動する。高い回転速度の発射体10（スピン安定化）では回転モーメントは非常に大きい直角方向歳差運動を生成し、発射体本体に上昇力を生成して発射体10を駆動する。空気力学的表面はサイクル中に多数の部分的回転サイクルにわたって適切に正確に点糧されてオン（展開）およびオフ（収納）位置をとり、発射体を上下または左右方向に駆動して所望の弾道軌道を回復させる。【選択図】    図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
誘導されないスピンにより、またはフィンにより安定化された発射体(10)における距離および偏向エラーを補正する方法において、
上下方向(112) および左右方向(104) における弾道軌道からの発射体の偏差を決定し、
１以上の空気力学的表面を間欠的に展開および収納して(118) 回転モーメントを生成し(60, 72)、その回転モーメントにより発射体本体の上昇力を生成して発射体に前記上下方向および左右方向で力を作用させて前記発射体を弾道軌道(90)へ移動させる補正方法。
【請求項２】
前記空気力学的表面は、発射体の複数の部分的ロールサイクル(80)において展開(82)および収納(84)される請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記発射体は高い回転速度を有しており、前記空気力学的表面の展開により生成された平均回転モーメント(60)に直交する平面において前記発射体本体に前記左右方向および上下方向において歳差運動(64)が行われる請求項１または２記載の方法。
【請求項４】
前記空気力学的表面は、発射直後に左右方向における偏差を補正するために第１の時間ウインドウ(T1)中に間欠的に展開され、発射体が最高点を通過した直後に上下方向における偏差を補正するために第２の時間ウインドウ(T2)中に間欠的に展開され、その後目標に到達するまでの間の時間において左右方向および上下方向における偏差を補正するために第３の時間ウインドウ(T3)中に間欠的に展開される請求項１または２記載の方法。
【請求項５】
誘導されないスピンにより、またはフィンにより安定化された発射体(10)における距離および偏向エラーを補正する２次元補正装置において、
展開位置と収納位置との間で移動可能な発射体上の１以上の空気力学的表面(18)と、
前記空気力学的表面を収納位置と展開位置の間で移動させるための展開機構(34)と、
前記発射体の位置情報を受信する受信装置(25)と、
上下方向および左右方向における弾道軌道(90)からの偏差を決定し、前記１以上の空気力学的表面を間欠的に展開させる(82, 84)ための機構を制御して回転モーメント(60, 72)を生成させるフライトコンピュータ(24)とを具備し、
前記回転モーメントが前記発射体本体に上昇力を生成して前記発射体を左右方向および上下方向において駆動して発射体を弾道軌道に移動させるように構成されている２次元補正装置。
【請求項６】
前記展開機構は、ボイスコイル(36)と、
前記１以上の各空気力学的表面上の永久磁石(38)とを具備している請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項７】
前記展開機構はさらに、
発射体の回転により生成された前記１以上の空気力学的表面上の遠心力を実質上相殺する求心スプリング(40)と、
発射体の回転が予め定められた速度より下に低下した場合に前記求心スプリングの力を部分的に相殺するようにロックを解除される展開スプリング(42)とを具備している請求項６記載の２次元補正装置。
【請求項８】
前記空気力学的表面と、展開機構と、受信装置と、フライトコンピュータとは発射体により使用されるために信管キット(16)中に集積されている請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項９】
前記空気力学的表面は、発射体の複数の部分的ロールサイクル中に展開および収納される請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項１０】
前記発射体は高い回転速度を有して、それにより前記空気力学的表面の展開により生成された平均回転モーメント(60)に直交する平面上で前記発射体本体が前記左右方向および上下方向で歳差運動(64)を行わせる請求項５記載の２次元補正装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に発射された飛翔体に関し、特に、誘導されないスピンまたはフィンによって安定された発射体における距離および偏向エラーを補正するための２次元補正システムおよび方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
近代戦は、任務を行う速度、１回の射撃当たりの高い殺傷量、および副次的な低い損傷の可能性に基づいている。これは高い正確度を要求する。誘導されない砲弾は弾道の軌道にしたがっており、それは一般的に予測可能であるが、実際には大気状態、風、速度および方向、温度および降水状態、および兵器系統における種々の変化により２０マイル以上の距離で大きな誤差を生じている。兵器系統の変化には、製造誤差、砲身の状態、推進火薬の温度および大砲の設置誤差等が含まれている。弾道距離が増加するにしたがって、発射体の変化の潜在的な影響は増加して、ついには発射体により得られる殺傷の程度が砲撃の任務を有効に実行できないように低下する。
【０００３】
このような兵器の精度を高めるには高いコストが要求される。ＥＲＧＭ，ＸＭ９８２，ＡＧＳ  ＬＲＬＡＰのような完全に誘導される射撃では価格は１個が25,000.00 ＄乃至40,000.00 ＄になる。これらの方法は本質的に発砲誘導ミサイルであり、ＧＰＳ／ＩＭＵ技 術を使用してミサイルを目標に正確に誘導する。このような高価なシステムは既存の在庫の数百万の砲弾を改造するため、或いは新型の大砲の設計中に組入れるためには適切ではない。
【０００４】
必要とされているのは、誘導飛翔体よりも簡単で廉価に飛翔している発射体の弾道の軌道の修正を行うことのできるシステムである。そのシステムは既存の在庫品を改造するために使用されることができることが好ましい。そのシステムは戦闘環境に類似している電子妨害に対して安全でなければならない。そのシステムは正確度が改善されて、補正された発射体が２０マイル以上の距離にある目標に対して有効に使用されることができなければならない。
【０００５】
典型的に信管キットに対する改造として、多数の構成が開発されている。これは下降方向のエラーまたは左右方向のエラーのいずれかを補正するキットである１次元補正装置と、下降方向のエラーと左右方向のエラーの両者を補正するキットである２次元補正装置とのカテゴリーに分類される。さらに、２次元補正装置は本体に固定されたキット（この場合にはキットは発射体本体と共に回転運動する）または結合されていないキット（この場合にはキットの回転速度は発射体本体とは異なっている）として構成されることができる。結合されていない２Ｄ（２次元）キットは２つのエレメントが結合されないようにロールベアリングを必要とする。
【０００６】
１次元の下降方向のエラーの補正装置は、与えられた下降距離のデクリメントを評価することによって動作して発射体の空気抵抗を増加させるように展開され、発射体の弾道の軌道を変化させるブレーキを備えている。これは１回の展開決定である。大気の状態が変化する場合に、このブレーキは調節することはできない。ブレーキは構成は容易であるが、左右距離エラー（〜１００ＤＥＰ）の影響を受け、このエラーは減少されない。このブレーキは、発射体が目標を通過するように照準されなければならないから、弾道発射テーブルに若干の修正を必要とする。このブレーキは、真理（現在の発射体の位置）がＧＰＳまたは外部の追跡ソースからのデータリンクのいずれかにより供給される場合に適合する。１Ｄ下降距離補正装置の例としては米国特許６，３１０，３３５号明細書参照。
【０００７】
１次元の左右方向のエラーの補正装置は、発射体の平均回転速度の減少が発射体の弾道の軌道を変化させるような場合には、左右方向の距離の調節を評価することにより動作する。これは１回の展開決定である。大気の状態が変化する場合に、システムを調節することはできない。フィンまたはカナードの１回の展開は執行は容易であるが、下降方向のエラー（＞１００ｍＲＥＰ）は減少されない。発射体が意図している目標から外れているが目標に近接しているから、弾道発射テーブルは若干の修正を必要とする。この方法は、真理がＧＰＳまたは外部の追跡ソースからのデータリンクのいずれかにより供給される場合に適合する。
【０００８】
上述の２つの概念は、発射体の弾道の軌道を変化させる２次元補正装置（米国特許６，５０２，７８６号明細書参照）を構成するために共に使用される。各機構は適切な展開決定を独立に実行する。それぞれは別個々に一回の展開決定を行う。展開後に大気状態が変化した場合には、このシステムは調節することができない。これは容易に実行可能なシステムであるが、動作に使用される弾道発射テーブルを実質的に変化させる必要がある。
【０００９】
結合されない２次元補正装置は、発射体の平均アタック角度の変化が実行される場合には、評価により下降方向の調節および左右方向の調節の両者を評価することによって動作する。これは連続的に補正できる。これらのシステムは、結合されないで動作する機構がかさばり、信管の外側のモールドラインがＮＡＴＯのＳＴＡＮＡＧ形状にしたがうことができないので、新しい弾道発射テーブルが動作に使用するために必要でありそれは困難な作業である。このシステムはまた、真理がＧＰＳまたは外部の追跡ソースからのデータリンクのいずれかにより供給される場合に適合する。２次元の左右方向の補正装置の例としては米国特許５，５１２，５３７号明細書、同５，７７５，６３６号明細書、および同５，４５２，８６４号明細書が参照される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
弾道発射テーブルを変更しなければならない必要なしに、誘導されないスピンで安定にされた発射体における固有の距離および偏向エラーの両者を正確に補正することのできる２次元補正装置を提供する緊急な必要性が存在する。この補正装置は簡単で、信頼性が高く、低いパワーで、廉価で、ある必要があり、既存の発射体に対して改造できなければならない。
【００１１】
本発明は、既存の弾道発射テーブルにより使用されることが可能で、既存の発射体を改造することのできる、誘導されないスピンまたはフィンにより安定化された発射体における固有の距離および偏向エラーの両者を正確に補正するために２次元補正装置システムを提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
これは、空気力学的表面を間欠的に展開させて回転モーメントを生成し、その回転モーメントにより弾道軌道中の発射体を補正するために２次元で発射体に力を作用させて発射体本体に上昇力を生成させることによって達成される。低い回転速度の発射体（フィンにより安定化された発射体）では、回転モーメントは発射体本体に上昇力を生成させて発射体を動かすことができる。高い回転速度の発射体（スピン安定化）では、非常に大きい直交歳差運動を生成し、それにより発射体本体に上昇力を生成させて発射体を駆動することができる。
【００１３】
空気力学的表面は、サイクル中に複数の部分的回転サイクルにわたって正確にオン（展開）およびオフ（収納）位置に適切に展開されて所望の弾道軌道が回復されるまで発射体を上下方向或いは左右方向で駆動させる。全方向におけるフル上下方向および左右方向制御は既存の発射テーブルの使用を可能にする。信管キットは既存の発射体を改造するために簡単な展開機構および１対のカナードにより変更される。２次元補正装置は発射体の本体に固定された、或いは結合されないキットとして構成されることができ、また、固定または可変のカナード角度またはアタック角度、固定または比例カナード展開、目標に対する連続的または時間ウインドウ制御、および前部、中間部、および尾部のカナードの配置として構成されることができる。
【００１４】
例示的な実施形態では、発射体の本体に固定された２次元補正装置は１対のピボットで取付けられたカナードと、標準的な発射体に取付けるために変更された信管キット中に含まれている求心スプリングを有するボイスコイルのような展開機構とを備えている。カナードは固定されたアタック角度で保持され、収納され、または完全に展開される。収納されたときカナードは弾道軌道に影響しない。展開されたときカナードは回転運動を生成して発射体を駆動して上昇力を与える。ＧＰＳのような真理性（ツルース）受信機またはデータリンクがキットの電子装置部分に含まれており、発射体の現在位置を提供している。フライトコンピュータは、発射直後および最高点通過時に検出される目標に対する左右方向および上下方向のベクトルの偏差を評価して、カナードが部分的回転サイクル中に何時、何回展開および収納されなければならないかを正確に決定して、それに応じて展開機構を制御する。フライトコンピュータは、間欠的な展開の目標に対して連続的に制御して発射体をその弾道軌道上に維持し、或いは、初期には左右方向の変化に対して時間ウインドウによる調節を行い、最高点通過後は上下方向の変化に対して調節を行い、その後再びある時間に許容パワー量により必要であるならば両方の場合について調節を行う。
【００１５】
これら、およびその他の本発明の特徴と利点は、添付図面を参照にした以下の好ましい実施形態の詳細な説明から当業者には明白になるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
本発明は、既存の弾道発射テーブルにより使用され、既存の発射体を改造（レトロフィット）した誘導されないスピン安定またはフィン安定発射体（砲弾、ミサイル、ＥＫＶ等）における固有の距離および偏向エラーの両者を正確に補正する２次元補正システムを提供する。これは回転モーメントを生成するために空気力学的表面を間欠的に展開させることによって達成され、この生成された回転モーメントは発射体本体に上昇力を与えて発射体をその弾道軌道に戻すような力を２次元で発射体に作用させる。スピン安定発射体では回転モーメントは非常に大きな直交歳差運動を生じさせてそれにより発射体を移動させる。空気力学的表面は多数回の部分的な回転サイクルにわたってそのサイクル中に正確なオン（展開状態）およびオフ（収納状態）位置で適切に展開されて、所望の弾道軌道が回復されるまで上下方向範囲または左右方向範囲で発射体を駆動する。
【００１７】
図１に示されているように、誘導されないスピンで安定にされた発射体10は鋼鉄の容器12および爆発弾頭14を含んでいる。信管キット16は容器に捩じ込まれている。標準的な信管キットは信管と、安全およびアーム機構と、電池と始動コイルと、フライトコンピュータとを含んでいる。高い回転速度の発射体は発射体自身の回転により幾何学的に安定にされている。低い回転速度の発射体は機体（エアフレーム）にフィンを付加することによって安定にされる。２次元補正を行うように変更するので、信管キットは少なくとも１つのカナード（小翼）18（ここでは展開された位置で示されている）と、展開機構と、目標への弾道軌道上の発射体の位置および速度ベクトルを提供する真理性（ＴＲＵＴＨ）受信機とを含んでいる。一般的に、この設計は異なった形式の信管キット、例えば時限信管、衝撃信管、遅延衝撃信管が標準的な容器および弾頭により使用されることを可能にする。信管キットに２次元補正を含ませることによって在庫の数百万の発射体が容易に改造されることができる。２次元補正装置は本体に固定されたキットとして、或いは結合されないキットとして構成されることが可能であり、固定または可変のカナード角度またはアタック角度、固定または比例カナード展開、目標に対する連続的または時間ウインドウによる制御、および発射体本体の前部、中央部、または尾部のカナード位置を選択することが可能である。
【００１８】
変更された信管キット16の断面図（図２のａおよびｂ）およびシステムブロック図（図３）に示されているように、変更された信管キット16は、始動コイル20と、ＨＯＢセンサ22と、フライトコンピュータ24と、雷管26と安全およびアーム装置28と、ブースターチャージ30と、電池32により与えられる標準的な機能を含んでいる。始動コイル20はＡＣ結合された入力ポートとして機能し、それを通って兵士はフライトコンピュータ24に信管爆発指令を迅速に、手荒く、安全にプログラムすることができる。例えば、衝撃における爆発、衝撃のｘ秒前の爆発、高度ｙフィートより小さくなったときの爆発等である。ＨＯＢセンサ22は、爆発シーケンスを開始するフライトコンピュータに対して例えば高度のような情報を提供する。多くの発射体の典型的なものとして図示されている発射体は、３つの別々の爆発物を含んでいる。すなわち、爆発弾頭14と、爆発弾頭を爆発させるような十分のエネルギを有しない導火線爆発物である雷管26と、爆発弾頭を爆発させるような十分のエネルギを有しているブースターチャージ30とである。偶発的な爆発を防止するために、雷管26とブースターチャージ30とは安全およびアーム装置28によって分離されている。通常は、安全およびアーム装置28は雷管26をブースターチャージ30から隔離するために９０度回転される。フライトコンピュータは安全およびアーム装置28の回転により爆発を開始させ、それにより雷管26からブースターチャージ30への通路を与える。その直後に、フライトコンピュータは雷管26を爆発させて火花と炎を安全およびアーム装置28を通って送りブースターチャージ30を爆発させ、それにより高温度で十分なエネルギの燃焼が行なわれて爆発弾頭14を点火される。
【００１９】
変更された信管キット16はさらに少なくとも１つのピボットで取付けられたカナード18および展開機構34を含んでいる。フライトコンピュータ24は真理性受信機25、例えばＧＰＳ受信機を備え、カナード18の間欠的な展開を制御して発射体を弾道軌道に駆動するようにプログラムされている。
【００２０】
例示的な実施形態では、展開機構34はボイスコイル36とカナード上の表面力磁石38とを備えている。フライトコンピュータ24は交流の制御命令信号を発生し、その制御命令信号はボイスコイル36を付勢してそれにより電磁界を生成して表面力磁石38の永久磁界と作用させて反発力を生成してカナードを外方に駆動して図２のｂに示されているように展開位置に移動させ、その後吸引力を発生してカナードを内方に引寄せて、図２のａに示されているような収納位置に移動させる。水圧、気流またはそれらの組合わせのような他の機構がカナードの展開に使用されてもよい。ボイスコイル機構は、カナードの間欠的な展開および収納に必要な正確な制御と、厳しいパワー消費の制約で動作するのに必要な効率の両者を与えるので、特に魅力的である。カナードは展開位置と収納位置との間で移動可能であり、或いは発射体へ作用する力の量を変化させるために比例的に展開されてもよい。
【００２１】
さらにパワー効率を高めるために、展開機構34は求心スプリング40を備え、その求心スプリング40は発射体の回転によって生じたカナード上の遠心力を平衡させる。スプリングがないと、ボイスコイル36はカナードが展開するのを阻止するための吸引力を生成するために付勢状態に維持されなければならないので、非常に効率が悪い。しかしながら、遠心力は回転数が減少するにしたがって減少する。その結果、低い回転速度ではボイスコイルは遠心力と求心力との差に対応する大きな反発力を生成しなければならないのでパワー効率を減少させる。この問題を解決するために、回転数が求心スプリング40に対するしきい値よりも低下したとき展開スプリング42のロックが解除される。理想的にはボイスコイル36はカナードが展開および収納のために付勢されるときにのみ必要とされ、それらの質量を加速するために十分な力のみを与えて、遠心力または求心力より大きくならないようにしなければならない。
【００２２】
図４に示されているように、発射体の照準線50の上昇角度を生成するために、風に対して角度を与えなければならない。角度δのカナード18の傾斜は実効取付け角度αδ＝α＋δのさらに大きい上昇角度が生成される。カナードを簡単にするために、角度δは、制御の別の程度を与えるために可変にすることもできるが、適当な値に固定される。発射体の回転は見掛けのウインド角度を生じるから、カナードの角度が０であっても上昇力を生成することができる。
【００２３】
図５および６に示されているように、フライトコンピュータは空気力学的表面を間欠的に展開および収納させて回転モーメントを発生し、それは本体の上昇力を生成して発射体の弾道軌道を修正するために発射体を２次元で移動させる。これらの技術は発射体の物理的回転を使用するので、通常の発射体の速度の減少または発射体の回転速度の低下のために引き止める力を生成することによる発射体の飛翔弾道の物理的制御である通常の空気ブレーキと比較して有効である。この技術はより効率的で、より正確である。
【００２４】
図５のａに示されているように、カナード18は、ＸＹ平面における回転モーメントＶ60を生成するためにＹ軸の負方向に傾斜したカナード（質量ｍ）を有してＸＺ平面において瞬間的に展開された制御システムの物理的状態を示している。スピンで安定にされた発射体58はＸ軸を中心とする高い回転速度Ω62を有しており、１次近似としてコリオリの加速度Ｆc 、すなわちＦc ＝−２ｍＶ×Ωに応答してＸＺ平面における歳差運動64によりＸＹ平面において回転モーメントＶ60に応答する。命令および結果的な本体の角度Φcmd およびΦbodyは相互に関して測定され、それぞれ０度および９０度である。発射体の物理的回転により生じた歳差運動の量は．回転モーメントの＞＞１００倍であるから、これは非常に効率が高い技術である。したがってカナードの展開によって非常に迅速に発射体を弾道軌道に位置させることが可能である。
【００２５】
図５のｂに示されているように、カナード18は、ＸＹ平面における回転モーメントＶ68を生成するためにＹ軸の負方向に傾斜したカナードを有してＸＹ平面において瞬間的に展開された制御システムの物理的状態を示している。フィンで安定にされた発射体70はＸ軸を中心とする低い回転速度72を有しており、１次近似としてＸＹ平面における回転74によりＸＹ平面において回転モーメント68に応答する。命令および結果的な本体の角度Φcmd およびΦbodyは相互に関して測定され、それぞれ０度および０度である。歳差運動の生成のように効率的ではないが、この方法は牽引を使用して発射体を制御する通常の空気ブレーキと比較して依然として改良されている。したがってカナードの展開によって発射体を非常に迅速に弾道軌道に位置させることが可能である。
【００２６】
図６のａおよびｂに示されているように、カナードは瞬時に展開および収納されるものではなく、また、瞬時に展開および収納されることはできない。実際にカナードは発射体の多数の部分的回転サイクルにわたって単一象限内で適当ｗに展開および収納され、歳差運動または所望の方向に移動されて発射体の軌道中の上下または左右方向のエラーを補正する。全回転サイクルにわたる展開は歳差運動を消去させて単純な牽引を生じる。図６のａに示されているように、フライトコンピュータは正確な時間に命令信号80を発生してカナードを展開された状態82に移動させ、正確な時間に命令を取消してカナードを収納状態84に移動させる。フライトコンピュータは、所望の弾道軌道に発射体が移動するまで複数のサイクルにわたって命令信号を発生し、そ弾道に発射体が移動した時点で、カナードはさらに補正が必要とされるまでは収納状態にとどまる。図６のａはロール軸を中心とする命令信号流を示している。その信号は発射体を平均の力に垂直な方向の発射体本体の運動86を生じさせる。
【００２７】
完全で正確な発射体の２次元制御の要求と限定された現実的な許容パワー量とのバランスのために、間欠的な展開が結合された方法で行なわれる。図７にはベースフレーム92中の発射体の弾道軌道90が示されている。発射体94はその発射体、距離、風の状態等に対する標準的な発射テーブルにしたがって発射される。時計方向に回転する高い回転速度は右への自然の歳差運動を生じて目標の左へ向けさせる。示されているように、発射体の弾道軌道90は統計的な分散範囲96を有しており、それは種々の発射体の発射条件、風等の環境の変化に基づいて１４Ｋｍの発射では典型的に上下方向に対しては±１５０ｍ、左右方向に対しては±５０ｍである。既存の発射テーブルを使用するために、２次元制御機構は、（ａ）４つの方向の全てに対して調節可能であり、（ｂ）発射体の分散範囲96を含む全体の誘導補正領域98を提供できなければならない。
【００２８】
図８は、フライトコンピュータ24が間欠的にカナードの展開を行って発射体をその弾道軌道に駆動する例示的な制御シーケンスを示している。フライトコンピュータは初期化され（ステップ100)、任務データをロードされ、大砲から発射されるとき電池によりパワーアップされる（ステップ102)。発射の少し後に、発射テーブルにしたがった目標座標に対して例えばＧＰＳ／ＩＭＵシステムにより与えられた発射体の現在の位置および高度を比較することによって左右方向範囲のベクトル評価を行い（ステップ104)、補正が必要か否かを決定する（ステップ106)。フライトコンピュータは最高点が検出されたか否かを決定するためにチェックする（ステップ108)。最高点が検出された場合には、フライトコンピュータは現在の弾道軌道に基づいて距離を評価し（ステップ110)、上下範囲エラー評価を計算し（ステップ112)、補正が必要か否かを決定する（ステップ114 ）。フライトコンピュータは、命令に対する適当なロールベクトルを生成して所望される発射体本体の歳差運動を生成させ（ステップ116)、その後、カナードを制御してインクリメントΔＶ、典型的には１象限で展開させて正確な時間を開始させ、弾道軌道に向けて戻すように発射体を駆動する。カナードは、発射体がその弾道軌道に戻るまで反復的に展開される。最高点が検出されない場合には、フライトコンピュータは左右方向エラーだけを補正するように制御する。
【００２９】
図９ａに示されているように、兵器システム120 は既存の発射テーブルにしたがって目標126 に向けて弾道軌道124 上で発射体122 を発射する。フライトコンピュータは発射直後の時間Ｔ１にパワーアップされて発射体が目標に衝突するまで飛翔の残りの部分の制御を連続的に行う。この方法は最大の制御を行うが、必要な補正を決定して実行するために連続してパワーを必要とする。その代わりに、図９ｂに示されているように、フライトコンピュータは、発射の少し後の時間インクリメントΔＴ１にパワーアップされて左右方向の変化に対して初期調節を行い、最高点後時間インクリメントΔＴ２で上下方向の変化に対して最初の調節を行い、その後再び（または複数回）ある時間に時間インクリメントΔＴ３で目標に対する補正を行う。この方法では、適切な制御が行なわれなければならないが、使用されるパワーは少ない。
【００３０】
２次元補正システムがスピン安定発射体および変更された信管キットへの特定の設計を参照にして詳細に説明されたが、ミサイル、ＥＫＶ、およびその他のフィン安定兵器システムに対しても同様に適用可能である。図１０のａに示されているように、機体130 は安定作用のための尾翼132 を有している。この場合には信管キットは中央の本体構造136 中の翼134 として表面を展開して補正を行う。図１０のｂに示されている例では、機体140 は安定作用のための尾翼142 を有している。この場合には信管キットは尾部構造146 中の翼144 が表面として構成されて展開して補正を行う。
【００３１】
以上、本発明のいくつかの実施形態が示され、説明されたが、当業者には多くの変更や別の実施形態が考えられるであろう。例えば、本発明は発射体本体に固定された信管キットについて説明されたが、結合されない形態で構成されることも可能である。そのような変更や別の実施形態は特許請求の範囲に記載されている本発明の技術的範囲を逸脱することなく、考えられ、実行されることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】本発明による２次元本体固定補正システムを有する変形された信管キットを有する砲弾の斜視図。
【図２】２次元補正を行うためにカナードを間欠的に展開するためのボイスコイルおよび求心スプリング機構を有する変形された信管キットの断面図。
【図３】変形された信管キットのブロック図。
【図４】展開されたときの変形された信管キットおよびカナードの実行アタック角度の説明図。
【図５】カナードの展開による回転モーメントの生成に対する高いおよび低い回転速度の発射体の反応を示すモーメント図。
【図６】時間領域および姿勢領域における制御信号の特性図。
【図７】補正された弾道軌道および発射体分散の２次元特性図。
【図８】２次元補正システムの使用を示すフローチャート。
【図９ａ】目標に対する連続的制御を使用する発射体の２次元補正された弾道軌道の説明図。
【図９ｂ】目標に対する時間ウインドウ制御を使用する発射体の２次元補正された弾道軌道の説明図。
【図１０】本体中間部の翼と尾翼として構成された２次元補正システムを示す図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９ａ】
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【図９ｂ】
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【図１０】
2007518060.tif 000013
【手続補正書】
【提出日】平成18年10月5日(2006.10.5)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
誘導されないスピンにより、またはフィンにより安定化された回転している発射体(10)における距離および偏向エラーを補正する方法において、
回転している発射体の、所望される弾道軌道からの上下方向(112) および左右方向(104) における偏差を決定し、
回転している発射体(18)上において１以上の空気力学的表面を間欠的に展開および収納して(118) 回転モーメントを生成し(60, 72)、その回転モーメントに前記回転している発射体が反応することによって発射体本体の上昇力を生成して発射体に前記上下方向および左右方向で力を作用させて前記発射体を所望される弾道軌道(90)へ移動させる距離および偏向エラーの補正方法。
【請求項２】
前記空気力学的表面は、発射体の複数の部分的ロールサイクル(80)において展開(82)および収納(84)される請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記発射体は高い回転速度を有しており、前記空気力学的表面の展開により生成された平均回転モーメント(60)に直交する平面において前記発射体本体に前記左右方向および上下方向において歳差運動(64)が行われる請求項１または２記載の方法。
【請求項４】
前記空気力学的表面は、発射直後に左右方向における偏差を補正するために第１の時間ウインドウ(T1)中に間欠的に展開され、発射体が最高点を通過した直後に上下方向における偏差を補正するために第２の時間ウインドウ(T2)中に間欠的に展開され、その後目標に到達するまでの間の時間において左右方向および上下方向における偏差を補正するために第３の時間ウインドウ(T3)中に間欠的に展開される請求項１または２記載の方法。
【請求項５】
誘導されないスピンにより、またはフィンにより安定化された回転している発射体(10)における距離および偏向エラーを補正する２次元補正装置において、
展開位置と収納位置との間で移動可能な回転している発射体上の１以上の空気力学的表面(18)と、
前記空気力学的表面を収納位置と展開位置の間で移動させるための展開機構(34)と、
前記発射体の位置情報を受信する受信装置(25)と、
上下方向および左右方向における所望される弾道軌道(90)からの偏差を決定し、前記１以上の空気力学的表面を間欠的に展開させる(82, 84)ように前記展開機構(34)を制御して回転モーメント(60, 72)を生成させるフライトコンピュータ(24)とを具備し、
前記回転モーメントに前記回転している発射体が反応することによって発射体本体に上昇力を生成して前記発射体を左右方向および上下方向において駆動して発射体を所望される弾道軌道に移動させるように構成されている２次元補正装置。
【請求項６】
前記展開機構は、ボイスコイル(36)と、
前記１以上の各空気力学的表面上の永久磁石(38)とを具備している請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項７】
前記展開機構はさらに、
発射体の回転により生成された前記１以上の空気力学的表面上の遠心力を実質上相殺する求心スプリング(40)と、
発射体の回転が予め定められた速度より下に低下した場合に前記求心スプリングの力を部分的に相殺するようにロックを解除される展開スプリング(42)とを具備している請求項６記載の２次元補正装置。
【請求項８】
前記空気力学的表面と、展開機構と、受信装置と、フライトコンピュータとは発射体により使用されるために信管キット(16)中に集積されている請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項９】
前記空気力学的表面は、発射体の複数の部分的ロールサイクル中に展開および収納される請求項５記載の２次元補正装置。
【請求項１０】
前記発射体は高い回転速度を有して、それにより前記空気力学的表面の展開により生成された平均回転モーメント(60)に直交する平面上で前記発射体本体が前記左右方向および上下方向で歳差運動(64)を行わせる請求項５記載の２次元補正装置。
【国際調査報告】
2007518060.tif 000014
2007518060.tif 000015
2007518060.tif 000016