(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体を誘導する中間誘導を行い、前記飛翔体が目標近辺まで到達したときに前記中間誘導に引き続いて前記飛翔体に搭載したセンサ部により目標を捕捉して前記飛翔体を目標に着弾するように誘導する終末誘導を行なう飛翔体の誘導方法であって、
前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整できるように前記センサ部を前記飛翔体の機体に固定可能な構成としておき、
前記飛翔体の発射前に、前記中間誘導によって前記飛翔体が前記目標近辺に到達したときに前記センサ部の視野範囲に前記目標が入るように前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整して固定する、ことを特徴とする飛翔体の誘導方法。
【請求項２】
予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体を誘導する中間誘導装置と、前記飛翔体に搭載され当該飛翔体が目標近辺まで到達したときに前記中間誘導装置による誘導に引き続いて飛翔体を目標に着弾するように誘導する終末誘導装置と、を備えた飛翔体の誘導システムであって、
前記終末誘導装置は、前記目標を捕捉するセンサ部と、前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整できるように前記センサ部を前記飛翔体の機体に固定する固定機構と、前記センサ部からの情報に基づいて前記飛翔体を制御する制御部とを有し、
前記センサ部は、前記中間誘導装置によって前記飛翔体が前記目標近辺に到達したときに当該センサ部の視野範囲に前記目標が入るように、前記飛翔体の発射前に姿勢が調整されて前記飛翔体の機体に固定される、ことを特徴とする飛翔体の誘導システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は飛翔体（ミサイル等）を目標に誘導する誘導方法及び誘導システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
図３は、従来の飛翔体（ミサイル）の誘導方法を説明する図である。図３に示すように、従来の飛翔体の誘導方法では、予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体４０を誘導する中間誘導を行い、飛翔体４０が目標近辺まで到達したら、飛翔体を目標４１に着弾するように誘導する終末誘導を行なう（例えば、下記特許文献１〜４参照）。
【０００３】
図４は、飛翔体４０に搭載された、従来の終末誘導装置４３の概略構成を示すものである。終末誘導装置４３は、目標を捕捉するための光波、赤外線、電波などを受けるセンサ部４４と、このセンサ部４４が取り付けられＸ軸（紙面に垂直な軸）及びＹ軸を中心に回動動作するジンバル機構４５とを備えている。このように構成された終末誘導装置４３では、飛翔体４０が目標近辺まで到達したときに、ジンバル機構４５が首振り動作してセンサ部の視野範囲に目標４１を捉えることにより、目標４１の捜索、識別、追跡を実行する。
【０００４】
【特許文献１】特開平５−１５００３０号公報
【特許文献２】特開平５−２８８４９６号公報
【特許文献４】特開平８−１４７９８号公報
【特許文献３】特開平１０−３０７０００公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
上述した従来の飛翔体の誘導方法では、ジンバル機構４５を用いているために、機構が複雑なメカトロニクス系になる、終末誘導装置４３の小型化、低価格化が困難となる、という問題があった。さらに、次のような問題があった。
ジンバル機構４５では、各回動軸に軸受が設置されている。近年、長射程化に伴い、砲弾においても誘導を行なうことで、着弾精度を維持もしくは向上させる試みがなされている。しかし、砲発射などのように高い発射Ｇ環境において、例えば、センサ部４４の１Ｇでの重量が約２００ｇの場合で発射環境が１６０００Ｇのときには、発射時のセンサ部４４の重量は３．２ｔにも達する。このような荷重に耐えられるよう軸受を選定すると、必要な軸受の直径は、例えば１２０ｍｍとなってしまう（参照：機械要素設計、実教出版）。ところが、飛翔体の直径を１５５ｍｍと仮定した場合、搭載できる軸受の寸法は３０ｍｍ程度に制限される。したがって、直径３０ｍｍの軸受では荷重に耐えられずに損傷してしまい、結果としてジンバル機構４５が作動せず、終末誘導を行なうことができない事態を招く恐れがあるという問題があった。
【０００６】
本発明は上述した問題に鑑みてなされたものであり、センサ部の設置構造の簡素化、小型化および低価格化を実現することができるとともに、終末誘導の実行の確実性及び信頼性を向上できる飛翔体の誘導方法及び誘導システムを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するため、本発明にかかる飛翔体の誘導方法および誘導システムは、以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる飛翔体の誘導方法は、予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体を誘導する中間誘導を行い、前記飛翔体が目標近辺まで到達したときに前記中間誘導に引き続いて前記飛翔体に搭載したセンサ部により目標を捕捉して前記飛翔体を目標に着弾するように誘導する終末誘導を行なう飛翔体の誘導方法であって、前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整できるように前記センサ部を前記飛翔体の機体に固定可能な構成としておき、前記飛翔体の発射前に、前記中間誘導によって前記飛翔体が前記目標近辺に到達したときに前記センサ部の視野範囲に前記目標が入るように前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整して固定する、ことを特徴とする。
【０００８】
このように、目標近辺まで飛翔体を中間誘導するので、終末誘導の開始時の図２に示す誤差バスケットを小さくすることができる。また、飛翔体の機体に対するセンサ部の姿勢を調整できるようにセンサ部を飛翔体の機体に固定可能な構成としておき、飛翔体の発射前に、中間誘導によって飛翔体が目標近辺に到達したときにセンサ部の視野範囲に目標が入るように飛翔体の機体に対するセンサ部の姿勢を調整して固定するので、センサ部によって目標を捕捉し、追尾し、飛翔体を目標まで誘導することができる。
本発明によれば、センサ部を飛翔体の機体に固定する構造としたことによって、ジンバル機構を不要としたので、センサ部の設置構造の簡素化、小型化、低価格化を実現できる。また、上述したジンバル機構では、発射時の衝撃によって軸受が損傷した場合、終末誘導を行なえないという事態が生じるが、本発明では、発射から着弾までセンサ部の姿勢を一定に保持するので、ジンバル機構のような問題は生じ得ないため、信頼性が格段に向上する。
【０００９】
また、本発明にかかる飛翔体の誘導システムは、予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体を誘導する中間誘導装置と、前記飛翔体に搭載され当該飛翔体が目標近辺まで到達したときに前記中間誘導装置による誘導に引き続いて飛翔体を目標に着弾するように誘導する終末誘導装置と、を備えた飛翔体の誘導システムであって、前記終末誘導装置は、前記目標を捕捉するセンサ部と、前記飛翔体の機体に対する前記センサ部の姿勢を調整できるように前記センサ部を前記飛翔体の機体に固定する固定機構と、前記センサ部からの情報に基づいて前記飛翔体を制御する制御部とを有し、前記センサ部は、前記中間誘導装置によって前記飛翔体が前記目標近辺に到達したときに当該センサ部の視野範囲に前記目標が入るように、前記飛翔体の発射前に姿勢が調整されて前記飛翔体の機体に固定される、ことを特徴とする。
【００１０】
このように構成された飛翔体の誘導システムにより、上述した飛翔体の誘導方法を実施することができる。
【発明の効果】
【００１１】
本発明によれば、センサ部の設置構造の簡素化、小型化および低価格化を実現することができるとともに、終末誘導の実行の確実性及び信頼性を向上できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明の好ましい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及び図２は、本発明の実施形態にかかる飛翔体２の誘導システム１０の概要を説明する図である。この誘導システム１０は、飛翔体２を目標１に誘導するものであり、中間誘導装置１２と、終末誘導装置１４とを備えている。
【００１４】
中間誘導装置１２は、予め設定された経路に沿って目標近辺（例えば目標１から数ｋｍ）まで飛翔体２を誘導するものであり、例えば、全地球測位装置（ＧＰＳ）、慣性誘導装置（ＩＮＳ）、地形照合装置（ＴＥＲＣＯＭ）等を用いることができる。本実施形態において中間誘導装置１２は、飛翔体２に搭載されているが、発射側（母機、母艦など）に搭載されていてもよく、この場合、電波を用いて遠隔で飛翔体２に指令を出して誘導する指令誘導装置が用いられる。
この中間誘導装置１２により、予め設定された飛翔経路と実際の飛翔経路とのズレを随時計算して、飛翔体２が予定の飛翔経路を飛翔するように飛翔体２を制御する。このように、目標近辺まで飛翔体２を中間誘導するので、終末誘導の開始時の誤差バスケットを小さくすることができる。
【００１５】
終末誘導装置１４は、飛翔体２に搭載されており、飛翔体２が目標近辺まで到達したときに中間誘導装置１２による誘導に引き続いて飛翔体２を目標１に着弾するように誘導するものである。終末誘導装置１４は、例えば、撮像センサで撮像した画像から目標１を識別し追跡する映像認識誘導装置、目標１から発生する赤外線を探知し追跡する赤外線誘導装置、レーダによって目標１を探索・識別し目標１からの反射波の方向へ飛翔体２を誘導するアクティブレーダ誘導装置、もしくは地上・空中の第３者によるレーザ照射器を用いたレーザ誘導装置等を用いることができる。
【００１６】
終末誘導装置１４は、センサ部１６と、固定機構２２と、制御部２６とを有する。
センサ部１６は、終末誘導装置１４において、目標１を捕捉する目として機能する部分であり、本実施形態では、センサ部１６の視野方向からの光を集光するレンズ１７と、特定の波長の光のみを通過させる光学バンドパスフィルタ１８と、画像を撮影する撮像センサ（例えばＣＣＤセンサ）１９と、レンズ１７、光学バンドフィルタ１８及び撮像センサ１９を適切な位置に配置した状態に保持しつつ囲むケーシング２０と、を有している。
【００１７】
固定機構２２は、飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整できるように、センサ部１６を飛翔体２の機体３に固定するものである。本実施形態において固定機構２２は、センサ部１６を支持台４に回動可能に連結する回動連結部材２３と、センサ部１６の回動範囲内でセンサ部１６を所望の位置に調節し固定する角度調整ネジ２４とからなる。回動連結部材２３の回動中心は、図１で紙面に垂直な軸心Ｘである。なお、「機体３に固定する」とは、機体３に直接固定する場合のみならず、本実施形態のように支持台４を介して間接的に機体３に固定することも含む。
【００１８】
上述のように構成された固定機構２２により、飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整でき、かつ、その姿勢のまま保持できる。すなわち、センサ部１６の中心軸Ｗを機軸Ｚに対して所定角度オフセットさせた姿勢に調整し、このオフセット角θを保持した状態で、センサ部１６を飛翔体２の機体３に堅固に固定することができる。したがって、大きな衝撃が作用する飛翔体発射時においても、センサ部１６を支持し、所望のオフセット角θを保持することができる。
【００１９】
センサ部１６の姿勢の調整及び固定は、飛翔体２の発射前に行なう。具体的には、飛翔体２の発射前に、中間誘導によって飛翔体２が目標近辺に到達したときにセンサ部１６の視野範囲に目標１が入るように飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整して固定する。中間誘導によって飛翔体２が目標近辺に到達したときの、飛翔体２と目標１との空間的位置関係、飛翔体２の空間内の姿勢とそのばらつきは、飛翔体２の発射前に予測することができるので、この予測に基づいて、与えるべきオフセット角θを割り出すことができる。
【００２０】
図１に示した固定機構２２は、一例に過ぎず、飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整できるようにセンサ部１６を飛翔体２の機体３に固定できる範囲で、他の種々の形態を採用することができる。
【００２１】
制御部は、センサ部１６からの情報に基づいて、飛翔体２を目標１に着弾するように制御する。符号Ｓはセンサ部１６からの検出信号である。
【００２２】
なお、図１において、符号５は飛翔体２の前部においてセンサ部１６を囲むカウリング、符号６は、光を透過させる光学ドームである。
【００２３】
上述した構成の飛翔体の誘導システム１０によって、本発明の飛翔体２の誘導方法を実施することができる。すなわち、本発明の飛翔体の誘導方法では、予め設定された経路に沿って目標近辺まで飛翔体２を誘導する中間誘導を行い、飛翔体２が目標近辺まで到達したときに中間誘導に引き続いて飛翔体２に搭載したセンサ部１６により目標１を捕捉して飛翔体２を目標１に着弾するように誘導する終末誘導を行なう。この場合おいて、飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整できるようにセンサ部１６を飛翔体２の機体３に固定可能な構成としておき、飛翔体２の発射前に、中間誘導によって飛翔体２が目標近辺に到達したときにセンサ部１６の視野範囲に目標１が入るように飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整して（オフセット角θを与えて）固定する。
【００２４】
以下、本発明の実施形態にかかる飛翔体の誘導方法及び誘導システム１０の作用・効果について説明する。
本発明によれば、目標近辺まで飛翔体２を中間誘導するので、終末誘導の開始時の誤差バスケットを小さくすることができる。また、飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整できるようにセンサ部１６を飛翔体２の機体３に固定可能な構成としておき、飛翔体２の発射前に、中間誘導によって飛翔体２が目標近辺に到達したときにセンサ部１６の視野範囲に目標１が入るように飛翔体２の機体３に対するセンサ部１６の姿勢を調整して固定するので、中間誘導の終了後に実行する終末誘導において、センサ部１６によって目標１を捕捉し、追尾し、飛翔体２を目標１まで誘導することができる。
【００２５】
本発明によれば、センサ部１６を飛翔体２の機体３に固定する構造としたことによって、ジンバル機構を不要としたので、センサ部１６の設置構造の簡素化、小型化、低価格化を実現できる。また、上述したジンバル機構では、発射時の衝撃によって軸受が損傷した場合、終末誘導を行なえないという事態が生じるが、本発明では、発射から着弾までセンサ部１６の姿勢を一定に保持するので、ジンバル機構のような問題は生じ得ないため、信頼性が格段に向上する。
【００２６】
したがって、本発明によれば、センサ部の設置構造の簡素化、小型化および低価格化を実現することができるとともに、終末誘導の実行の確実性及び信頼性を向上できる、という優れた効果が得られる。
【００２７】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明の実施形態にかかる飛翔体の誘導方法及び誘導システムを説明する図である。
【図２】本発明の実施形態にかかる飛翔体の誘導方法及び誘導システムを説明する図である。
【図３】従来の飛翔体の誘導方法を説明する図である。
【図４】従来の飛翔体の誘導方法を説明する図である。
【符号の説明】
【００２９】
１  目標
２  飛翔体
３  機体
１０  飛翔体の誘導システム
１２  中間誘導装置
１４  終末誘導装置
１６  センサ部
２２  固定機構
２６  制御部
【図１】
0004756698.tif 000002
【図２】
0004756698.tif 000003
【図３】
0004756698.tif 000004
【図４】
0004756698.tif 000005