(57)【要約】【課題】従来の誘導飛しょう体においては、目標会合時の存速を確保するため、母機分離後目標に到達するまで、終末に必要な存速と同等またはそれ以上の速度で飛しょうしなければならないという問題があった。【解決手段】誘導飛しょう体に、飛しょう中期あるいは終末時の速度を加速するためのロケットモータと、あらかじめ設定した自己位置や飛しょう高度によって作動する点火装置を付加し、初中期の巡航時には低速で揚抗比を大きく保って飛しょうすることにより射程を稼ぎ、終末時にはロケットモータの推力により加速し、目標撃破のために十分な存速を得られるようにした。【選択図】        図１
2004211992.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機などから分離された後所定の目標に向けて誘導される誘導飛しょう体において、
その胴体後方に設けられた安定翼と、
胴体中央に設けられた高アスペクト比の主翼と、
飛しょう中期あるいは終末飛しょう時の存速を増加させるためのロケットモータと、
自己の動作状態が所定の条件に達した段階で前記ロケットモータを作動させるための点火装置と、
を備えた誘導飛しょう体。
【請求項２】
前記点火装置は、前記自己の動作状態があらかじめ設定した自己の位置座標、または飛しょう高度、または飛しょう速度に達することによってロケットモータを作動させることを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項３】
前記ロケットモータおよびその点火装置を複数備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の誘導飛しょう体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、航空機などから分離され所定の目標まで誘導される誘導飛しょう体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来の、飛しょう初期の推進手段を自己内部に持たない爆弾などの飛しょう体は、航空機から投下されると航空機の初速を得て落下しながら目標に向かって飛しょうする。初期推力を有するミサイルなどの飛しょう体では、航空機から発射された後ロケットモータにより加速し、その後滑空飛しょうに移行する。
【０００３】
飛しょう体の揚力と抗力の比は揚抗比と呼ばれるパラメータで、揚抗比が大きければ同じ１Ｇ飛しょうをしている場合減速が小さいことになり射程が長くなるので、母機は攻撃目標から十分離れた位置で飛しょう体を分離することができ、母機の残存性を確保することができる。このように揚抗比は飛しょう体の射程の目安となるパラメータであり、これを上げるために、母機から分離された後に展開する主翼を付加した飛しょう体が開発されている（例えば特許文献１参照）。
【０００４】
【特許文献１】
特開２００１−０４１６９４（第１−５頁、第１図）
【０００５】
主翼付高揚力飛しょう体は、母機から分離された後揚抗比最大となる飛しょう速度まで高度を落とさずに減速し、その後高度を下げながら次第に降下するような飛しょう経路を取らせることにより、射程を稼ぐことができる。
【０００６】
以上述べてきたような主翼付高揚力飛しょう体において、終末にミッションを持たせる場合にはそれに見合う存速が必要となる。例えば直撃・内爆タイプの爆弾などでは目標会合時の存速が足りないと目標の外殻を貫徹できず目標を無力化できない。また、慣性誘導の後、飛しょう体の持つシーカが作動した際のヘディングエラーを修正するための旋回Ｇが必要となるが、速度が遅いと旋回性能が不足する。
【０００７】
揚抗比最大となる飛しょう速度はこれらの存速に比べて小さいが、飛しょうの中盤以降で加速する手段を持たない従来の飛しょう体は、高々度から急降下して自重で加速するような経路を取らせる場合を除き、一旦減速すると終末飛しょう時の存速を確保できない。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
従来の飛しょう体が終末にミッションを持って飛しょうする場合、母機分離後水平飛しょうして目標会合時に必要な速度まで減速し、その後その速度を保ちながら高度を下げていくのが一般的な射程延伸航法である。しかし、初中期の飛しょうで最大揚抗比を取れる速度まで減速することができないという問題があった。
【０００９】
また、滑空飛しょう体では、速度が大きいと抵抗が増して揚抗比が小さくなるため、これを補助する推進装置としては弱いパワーが長く持続するものが理想的である。しかし従来のミサイルのような固体ロケットモータは、いったん燃焼を始めたら途中で止められず、燃焼が発射直後の一時的で短時間なものであるため、飛しょう体の射程を延伸する目的からすると不利になるという問題があった。
【００１０】
この発明は、かかる問題を解決するためになされたものであり、誘導飛しょう体が初中期の巡航時にあるときは最大揚抗比をとれる速度まで減速して射程を稼ぎ、終末時には加速して目標撃破のために十分な存速を得られるようにすることを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
この発明による誘導飛しょう体は、飛しょう中期や終末の飛しょう速度を加速するためのロケットモータと、あらかじめ設定した自己の位置座標や飛しょう高度、飛しょう速度に達することによって作動し前記ロケットモータに点火するための点火装置とを備えたものである。
【００１２】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１を示す図で、図１（ａ）は母機に搭載された飛しょう体が目標に到達するまでのシーケンスを示す説明図であり、図１（ｂ）は飛しょう体の構造を示す図である。
【００１３】
本実施例以下、実施の形態では推進装置を持たない爆弾を例に用いて説明する。誘導飛しょう体である飛しょう体１には高アスペクト比の主翼２が取り付けられ、この主翼２は母機搭載時には、搭載物抵抗の低減および搭載弾数の確保を目的として、飛しょう体１の機軸に沿うように畳まれている。また飛しょう体１は、舵角を変化させることによって飛しょうを制御するための操舵翼３を備えている。母機４から目標５の位置座標を与えられて分離された飛しょう体１は、主翼展開装置６によって主翼２を展開し、加速度センサ７の検出値により計算機８で自己位置を算出しつつ操舵翼３の舵角を制御して、目標５まで誘導される。なお自己位置の認識にＧＰＳを用いることで、より精度の高い誘導も可能である。
【００１４】
母機４は飛しょう体１を分離した後、直ちに回避行動に移行する。飛しょう体１は目標５までの滑空飛しょうで飛しょう距離を稼ぐことにより、母機４の残存性を確保するが、ここで飛しょう体の揚抗比について説明する。
【００１５】
揚抗比Ｌ／Ｄは機体の揚力Ｌと抗力Ｄの比であり、数１で示される。
【００１６】
【数１】
2004211992.tif 000003
【００１７】
揚抗比は、機体形状により様々であり、本実施の形態のような主翼を有する機体は、主翼の発生する揚力のために揚抗比が大きい。また、同じ機体でも、飛しょう高度、飛しょう速度によって揚抗比は異なる。これは飛しょう条件により揚力、抵抗の大きさ、釣り合い迎角が異なるためである。一般に高々度を低速で大きな迎角をとって飛しょうすると揚抗比は大きくすることができる。
【００１８】
本発明の実施形態１における飛しょう体１は母機４から分離された後、飛しょう距離を稼ぐ様、高度を一定に保ったまま揚抗比最大となる速度まで減速し、その速度を保ちつつ次第に高度を下げながら目標５に接近する。
【００１９】
計算機８による自己位置算出によって、飛しょう体１が所定の位置アに到達したことを検出すると、計算機８からの指令により飛しょう体１のもつシーカ９が作動する。これによって、シーカ９による誘導が開始される。続いて、計算機８による自己位置算出によって、飛しょう体１が所定の位置イに到達したことを検出すると、ロケットモータ１０の点火装置１１へ信号が送られ、点火装置１１の作動によってロケットモータ１０が燃焼を始める。
【００２０】
本実施形態の点火装置１１は、シーカ９の作動開始同様、計算機８で予め作動させる位置イを求めておき、そこに飛しょう体１が到達した時点で点火作動する。この他、点火装置１１は、シーカ作動時刻からの遅延時間などで点火作動のタイミングを設定するのが特徴である。飛しょう体１は、ロケットモータ１０により目標５の貫徹に十分な速度まで加速した後、目標５に到達しこれを撃破する。
【００２１】
この実施の形態によれば、飛しょう体１は滑空飛しょう時には揚抗比最大となるような飛しょう経路で飛しょうすることができるので、長い射程が得られる。また、飛しょう体１は終末時の加速により所要の存速が得られるため、目標貫徹に十分な運動エネルギーを持ち、目標内部に侵入し大きなダメージを与えることが可能である。さらに、この加速により飛しょう体１はシーカ９による誘導開始後の軌道修正に追随できる旋回性能が得られ、命中確率を上げることができる。
【００２２】
以上説明したように、飛しょう体に飛しょう中期あるいは終末飛しょう時の飛しょう速度を加速するためのロケットモータを付加し、初中期の巡航時には低速で揚抗比が大きくなるような形態で飛しょうして射程を稼ぐ。そして終末時には加速することにより、目標を貫徹するのに十分な存速を得ることができる。
これにより目標に十分大きなダメージを与えることができ、かつ射程の長い飛しょう体が得られ、母機の安全性を確保することができる。
【００２３】
実施の形態２．
図２はこの発明の実施の形態２を示す図で、図２（ａ）は母機に搭載された飛しょう体が目標に到達するまでの飛行シーケンスを示す説明図であり、図２（ｂ）は飛しょう体の構造を示す図である。
【００２４】
実施の形態１記載のように飛しょう体１が所定の位置に到達し、ロケットモータ１０の点火装置１１が作動すると、ロケットモータ１０が燃焼を始める。実施の形態２における飛しょう体１では、ロケットモータ１０の燃焼開始とともに飛しょう体１は急上昇する。燃焼が終了すると飛しょう体１は分離機構１２により主翼展開装置６および主翼２を機体から分離して、目標５に対してほとんど垂直に近い角度から弾道飛しょうで急降下してトップ攻撃をかける。
【００２５】
この実施の形態によれば、飛しょう体１は対空火器１３の迎撃を受けてもそのまま弾道飛しょうで目標５に降下し、これを撃破するため、撃破確率を上げることができる。
【００２６】
実施の形態３．
図３はこの発明の実施の形態３を示す図で、図３（ａ）は母機に搭載された飛しょう体が目標に到達するまでの飛行シーケンスを示す説明図であり、図３（ｂ）は飛しょう体の構造を示す図である。
【００２７】
本発明の実施形態３における飛しょう体１は、搭載したＧＰＳアンテナ１４により自己位置を認識し、目標５まで誘導される。計算機８は、自己の飛しょう高度によってロケットモータ点火装置１１に作動指令を送るようになっている。飛しょう体１は位置座標ウに達すると、目標５を防護するために配備された対空火器１３のレーダ域エに侵入する前に、操舵翼３を操舵して自機の高度を落とす。本実施形態のロケットモータ点火装置１１は、計算機８で算出した自己の高度が所定の高度オ以下になると作動するのが特徴であり、ロケットモータ１０が燃焼を開始し、飛しょう体１は目標５の貫徹に要する速度まで加速してこれを撃破する。
【００２８】
飛しょう体１が高々度から目標５に接近すると、目標５に到達する前に対空火器１３のレーダにより発見され、迎撃される確率が高くなる。しかし、この実施の形態によれば、低高度から高速で対空火器１３のレーダ域エに侵入することで、飛しょう体１の残存性を高めることができる。
【００２９】
実施の形態４．
図４はこの発明の実施の形態４を示す図で、図４（ａ）は飛しょう体の飛行シーケンスを、飛しょう速度の推移と合わせて示す説明図であり、図４（ｂ）は飛しょう体の構造を示す図である。この実施の形態における飛しょう体１は小型ロケットモータ１５およびその点火装置１１を複数備えている。飛しょう体１は母機から分離された後、高々度を高度一定で滑空飛しょうしながら揚抗比最大となる速度まで減速する。
【００３０】
本実施形態のロケットモータ点火装置１１は、加速センサ７の検出値から計算機８が求めた自己の飛しょう速度で制御される様構成されている。飛しょう体１が１Ｇを保てない速度まで減速したことを計算機８が認識すると点火装置１１が作動し、小型ロケットモータ１５の１本が点火されて飛しょう体１は加速し、燃焼終了後は再び滑空飛しょうに移行する。小型ロケットモータ１５は複数搭載されているため、この過程を繰り返して順次小型ロケットモータ１５を燃焼させつつ目標５に接近し、終末は分離機構１２により主翼展開装置６および主翼２を機体から切り離した後、目標５の上空から一気に急降下して目標５を撃破する。分離機構１２には爆発ボルトが設けられており、分離機構１２の作動によって爆発ボルトの結合を切ることができる。
【００３１】
この実施の形態による飛しょう体１は、出力の小さい小型ロケットモータ１５を複数備え、飛しょう速度で点火のタイミングを図りながら順次燃焼させて飛しょう体１の速度を制御することにより、揚抗比の大きな姿勢で高度を保ち射程を延ばすことができる。
【００３２】
また、飛しょう体１は、対空火器１３の射程外の高々度から目標５に接近することで迎撃される確率を小さくでき、さらにトップから目標５に攻撃をかけることで、対空火器１３から迎撃されてもその威力を維持することが可能である。
【００３３】
従って、この実施の形態では、ロケットモータ１５および点火装置を複数備えるため、飛しょう時間の全般に渡って飛しょう体を加速することができ、主翼付高揚力飛しょう体に適した推進装置を得ることができる。
【００３４】
実施の形態５．
図５はこの発明の実施の形態５を示す図で、図５（ａ）は飛しょう体の飛行シーケンスを示す説明図であり、図５（ｂ）は飛しょう体の構造を示す図である。この形態における飛しょう体１は、終末時に使用するロケットモータ１０と中期飛しょう時に用いる複数の小型ロケットモータ１５とこれらのロケットモータ点火装置１１を備えている。
【００３５】
飛しょう体１は母機４から目標の位置情報を与えられると、シーカ９の作動タイミングと合わせて、ロケットモータ１０および小型ロケットモータ１５の点火タイミングのスケジューリングを行う。母機４から分離された飛しょう体１は、まず高々度まで上昇した後、高度一定で滑空飛しょうしながら揚抗比最大となる速度まで減速する。
【００３６】
１Ｇを保てない速度まで減速すると、速度一定のまま降下を開始する。降下の途中で、初期のスケジュールにしたがって計算機８からの信号が点火装置１１に送られ、小型ロケットモータ１５の１本が燃焼を開始して飛しょう体１は加速される。燃焼終了後は水平に飛しょうしながら徐々に揚抗比最大となる速度まで減速した後、再び下降し次の小型ロケットモータ１５が点火される、というサイクルを繰り返す。小型ロケットモータ１５の１本あたりの推力は機体の抵抗を増大させない程度に小さく、飛しょう体１は揚抗比を大きく保ったまま目標５まで飛しょうする。
【００３７】
終末は実施の形態１と同様で、所定の位置アに達するとシーカ９が作動を開始し、続いて位置イでロケットモータ点火装置１１が作動してロケットモータ１０の燃焼により飛しょう体１は加速されて目標５を撃破する。
【００３８】
この実施の形態では、飛しょう体１は複数の小型ロケットモータ１５を順次燃焼させて断続的に加速し、飛しょう時間全般に渡ってほぼ揚抗比最大を保ちながら滑空飛しょうを続けることで、射程を延ばすことができる。
【００３９】
【発明の効果】
この発明は、以上説明したように、誘導飛しょう体に飛しょう中期あるいは終末飛しょう時の飛しょう速度を加速するためのロケットモータを付加することにより、目標を貫徹するのに十分な存速を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明による飛しょう体の実施の形態１を示す図である。
【図２】この発明による飛しょう体の実施の形態２を示す図である。
【図３】この発明による飛しょう体の実施の形態３を示す図である。
【図４】この発明による飛しょう体の実施の形態４を示す図である。
【図５】この発明による飛しょう体の実施の形態５を示す図である。
【符号の説明】
１    飛しょう体
２    主翼
３    操舵翼
４    母機
５    目標
６    主翼展開装置
７    加速度センサ
８    計算機
９  シーカ
１０    ロケットモータ
１１    ロケットモータの点火装置
１２    分離機構
１３    対空火器
１４    ＧＰＳアンテナ
１５    小型ロケットモータ
ア    シーカ作動開始位置座標
イ    ロケットモータ点火位置座標
ウ    飛しょう体の下降開始位置
エ    対空火器のレーダ域
オ    ロケットモータ点火高度
【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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