(57)【要約】      （修正有）【課題】旋回半径が小さく、早期にほぼ水平に近い方向に目標に向かって飛しょうすることが容易な、垂直発射飛しょう体及びその発射装置を提供する。【解決手段】胴部１１と、この胴部１１の前に設けられた頭部１２と、胴部１１の後に設けられた後部１３と、この後部１３に設けられ、推進力を発生するロケットモータ１７と、胴部１１に設けられガスを噴射するサイドスラスタ１５と、このサイドスラスタ１５にガスを供給するガス発生部１６とを有し、発射装置により垂直上方に発射される飛しょう体１０であって、発射されるときには、発射装置に設けられる発射機構により発射されることを特徴とする垂直発射飛しょう体１０。【選択図】図１
2013178062.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴部と、この胴部の前に設けられた頭部と、前記胴部の後に設けられた後部と、この後部に設けられ、推進力を発生するロケットモータと、前記胴部に設けられガスを噴射するサイドスラスタと、このサイドスラスタにガスを供給するガス発生部とを有し、発射装置により垂直上方に発射される飛しょう体であって、
発射されるときには、前記発射装置に設けられる発射機構により発射されることを特徴とする垂直発射飛しょう体。
【請求項２】
前記発射機構により垂直上方に発射された後、前記ロケットモータにより推進することを特長とする請求項１記載の垂直発射飛しょう体。
【請求項３】
前記サイドスラスタは、前記垂直発射飛しょう体の胴部の周囲に複数設けられてなることを特徴とする請求項２記載の垂直発射飛しょう体。
【請求項４】
前記サイドスラスタは、前記胴部に設けられたノズルにより前記ガス発生部において発生したガスを外部に噴射することを特徴とする請求項３記載の垂直発射飛しょう体。
【請求項５】
前記飛しょう体は、前翼と後翼を有しており、サイドスラスタは、前記飛しょう体の前方に設けられることを特徴とする請求項４記載の垂直発射飛しょう体。
【請求項６】
胴部と、この胴部の前に設けられた頭部と、前記胴部の後に設けられた後部と、この後部に設けられ、推進力を発生するロケットモータと、前記胴部に設けられガスを噴射するサイドスラスタと、このサイドスラスタにガスを供給するガス発生部とを有してなる垂直発射飛しょう体を垂直上方に発射する発射装置であって、
前記垂直発射飛しょう体が発射されるときには、この発射装置に設けられる発射機構により発射されることを特徴とする垂直発射飛しょう体の発射装置。
【請求項７】
前記発射機構は、ガスジェネレータを含むことを特徴とする請求項６記載の垂直発射飛しょう体の発射装置。
【請求項８】
前記発射機構は、前記垂直発射飛しょう体を支持する支持体と、
前記垂直発射飛しょう体を載置する載置台と、この載置台をガスにより上方に移動させるガスジェネレータとを有することを特長とする請求項７記載の垂直発射飛しょう体の発射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は、ほぼ垂直に発射されその後、姿勢を変化させることができる垂直発射飛しょう体及びその発射装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛しょう体が進行方向を変化させるための旋回を行う場合、通常、空力的な操舵を用いる。したがって、旋回を行うためには相当な速度で飛しょうしている必要がある。すなわち、旋回に必要な加速度の大きさはミサイルの速度に依存するため、垂直に発射するような飛しょう体の場合、速度が増加するのを待っていては、上方へ飛しょうするのみで本来の指向する方向への進路変更は相当高度が上がってからでないと困難である。
【０００３】
この問題に対処するため、従来の垂直発射型の飛しょう体の多くは、推力の方向を直接変化させる機構（ＴＶＣ(Thrust Vector Control)機構；サイドスラスタ）を備え、速度が低い状態でも旋回することができる機能を有している。
【０００４】
サイドスラスタにより方向を変えるため旋回を行う場合、空力的な操舵に比較すると半径の小さい旋回を行うことが可能であり低高度で所望の水平方向に飛行させることができる。
【０００５】
しかし、通常、従来の飛しょう体では、飛しょう体を推進させるロケットモータは点火しているので、点火以降の速度は増加し、この旋回中の速度増加は旋回半径の拡大の要因となる。旋回半径の拡大は、到達目標点への到達時間遅延を意味し、ひいては要撃性能の低下を引き起こす。すなわち、ロケットモータにより速度が上がっている飛しょう体は、大きく旋回してしまい目標に到達するまでの時間が長くなり、飛しょう体が正確に目標に到達することは困難となる。
【０００６】
しかも、ロケットモータの動力となる燃料も必要であり、飛しょう体の重量が大きく旋回する一因となる。
【０００７】
なお、ガスジェネレータを飛しょう体自体に備え、発生したガスを推進力に用いるとともにサイドスラスタの噴射流に兼用する飛しょう体は知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開平６−３３１３００号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明は、旋回半径が小さく、早期にほぼ水平に近い方向に目標に向かって飛しょうすることが容易な、垂直発射飛しょう体及びその発射装置を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記の課題を解決するために、一実施形態は、胴部と、この胴部の前に設けられた頭部と、前記胴部の後に設けられた後部と、この後部に設けられ、推進力を発生するロケットモータと、前記胴部に設けられガスを噴射するサイドスラスタと、このサイドスラスタにガスを供給するガス発生部とを有し、発射装置により垂直上方に発射される飛しょう体であって、発射されるときには、前記発射装置に設けられる発射機構により発射されることを特徴とする垂直発射飛しょう体である。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】一実施形態に係る垂直発射飛しょう体の構成図である。
【図２】図１における飛しょう体制御部の構成例を示す図である。
【図３】一実施形態の飛しょう体発射装置の構成例を示す図である。
【図４】図１の垂直発射飛しょう体のサイドスラスタの構造例を示す図である。
【図５】一実施形態の飛しょう体及び発射装置の動作を説明するための図である。
【図６】実施形態の変形例を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明の実施の形態について、図面を用いて説明する。実施形態の飛しょう体の簡略的な構成を図1に示す。
【００１３】
垂直発射飛しょう体（以下、飛しょう体と略記する）１０は、胴部１１と、この胴部１１の前方に設けられた頭部１２と、胴部１１の後方に設けられた後部１３と、胴部１１の側面で前方に設けられた一対の前翼１４ａと、胴部１１の側面で後方に設けられた一対の後翼１４ｂとを有する。
【００１４】
胴部１１の前翼１４ａの前には、周面に対してほぼ垂直に外部にガスを噴射することが可能なサイドスラスタ１５が設けられ、ガス発生制御部１６にて発生されたガスが供給される。
【００１５】
飛しょう体１０の後部１３には、この飛しょう体１０が飛しょうしているとき、前方への推進力を発生するロケットモータ１７が設けられている。ガス発生制御部１６とロケットモータ１７は、飛しょう体制御部１８により制御される。
【００１６】
飛しょう体制御部１８の構成例を図２に示す。飛しょう体制御部１８は、目標を検知する目標検知部２１と、ロケットモータ１７の駆動制御を行うモータ駆動制御部２２と、ガス発生部１６にサイドスラスタにガスを出すよう制御信号を送るガス発生制御部２３と、飛しょう体１０が発射されてからの時間などを測定する時間測定部２４と、飛しょう体１０の速度を検知し制御する速度検知制御部２５と、飛しょう体１０の姿勢を検知する姿勢検知部２６と、これらの各部を制御する主制御部２７とを有する。
【００１７】
飛しょう体１０が発射装置内に収容されている状態を図３に示す。飛しょう体発射装置３１は、発射時に飛しょう体１０を収納し垂直方向に支持する筒状の支持体３２と、この支持体３２の底部に設けられ、飛しょう体を垂直上方に押し出す発射機構３３とを有する。
【００１８】
発射機構３３は、発射時に飛しょう体１０を載置固定し、上下方向に移動可能なピストンを兼ねる載置部３４と、この載置部３４を下方から突き上げる高圧ガスを発生するガスジェネレータ３５と、このガスジェネレータ３５のガスに点火する点火器３６を有する。点火器３６によりガスジェネレータ３５に点火し載置部３４を上方に急激に上昇させることにより、この載置部３４上に載置されている飛しょう体を発射する。
【００１９】
図１に示すサイドスラスタの構成例の詳細を図４（ａ）（ｂ）に示す。図４（ａ）は飛しょう体の長手方向の断面図、図４（ｂ）はその垂直方向の断面図である。
【００２０】
図４（ｂ）に示すように、飛しょう体１０の胴部１１の周囲に４つのノズル１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄが設けられ、各ノズルにガス分室１６ａ，１６ｂ，１６ｃ，１６ｄが接続されている。これらのガス分室はガス発生部１６に接続されている。サイドスラスタは、これらのノズルとガス分室を有する。
【００２１】
次に、飛しょう体１０が飛しょう体発射装置３１から発射される動作を、図５に示すフローチャートに基づいて説明する。
【００２２】
ステップＳ４０１で飛しょう体１０の発射の指示を受けると、ステップＳ４０２で発射機構３３の作動を開始する。すなわち、ガスジェネレータ３５でガスを発生させて、載置部３３に載置されている飛しょう体１０を垂直上方に発射させる。
【００２３】
ステップＳ４０４では、図２に示す飛しょう体制御部１８の時間計測部２４において、時間計測を開始する。一方、速度検知制御部２５において飛しょう体１０の速度を検知する。ステップＳ４０５で、目標検知部２１において目標の高度を検知する。次のステップＳ４０６で、速度検知制御部２５で検知された速度と、時間測定部２４で測定された時間の積から、飛しょう体の高度を算出する。
【００２４】
ステップＳ４０７では、飛しょう体１０が目標と同じ高度に達したか否かを判定する。この判定は、目標検知部２１において得られた目標の高度と、時間測定部２４において得られた時間及び速度検知制御部２５において得られた速度の積すなわち算出高度が、主制御部２７において比較される。
【００２５】
ステップＳ４０７で、飛しょう体１０が目標の高度に達したことが検知されると、目標検知部２１において目標の方向が検知される。そして、ガス発生部１６でサイドスラスタ用のガスが発生される。ステップＳ４０７で検知された目標の方向に対して、その反対側のサイドスラスタ１５にガス発生部１６において発生したガスを供給し外部に噴射させる（ステップＳ４１０）。
【００２６】
例えば、図４（ｂ）に示すノズル１５ｂの方向に目標が検知されたなら、ガス発生部１６からガス分室１６ａにガスを送りノズル１５ａからガスを噴射させる。このようにすると、飛しょう体１０をノズル１５ｂの方向に旋回させることができる。
【００２７】
このようして、飛しょう体１０は目標の方向に向けられ、ステップＳ４１１で、目標の方向に向かう。これらの飛しょう体１０の姿勢は逐次、姿勢検知部２６に把握されている。
【００２８】
なお飛しょう体１０が垂直上方に発射されてから、途中で、速度が落ちると、その速度が速度検知制御部２５において検知される。この速度が所定速度以下になったら、飛しょう体制御部１８のモータ駆動制御部２２からロケットモータ１７に制御信号が送られてロケットモータ１７が点火され、その後はこのロケットモータ１７により飛しょう体１０は飛しょうする。
【００２９】
この実施形態によれば、発射直後は少なくとも、飛しょう体に搭載されているロケットモータは使用せず、地上の発射装置に設けられている発射機構により飛しょう体が垂直方向に打ち上げられる。したがって、飛しょう体に搭載される燃料を少なくすることができる。それゆえ、サイドスラスタを設けていることとあいまって、飛しょう体の旋回半径を小さくすることが可能である。よって、発射から短時間で所望の方向に向きを変えることが可能となる。
【００３０】
なお、目標が比較的低高度であることが予め判明している場合には、次に説明するように飛しょう体の尾部に突起を設けて飛しょう体発射時に機体の方向を制御することも可能である。
【００３１】
すなわち、飛しょう体１０の尾部に突起１４ｃ，１４ｄを設けておく。そして発射機構４３の側支持部４４ａ，４４ｂの上部に突出時に上記突起１４ｃ，１４ｄにぶつかる係合部４５ａ，４５ｂを設ける。この係合部４５ａ，４５ｂは横方向に移動可能になっている。
【００３２】
例えば、図６において飛しょう体１０を右方向に旋回させたいならば、係合部４５ｂが突出した状態で、飛しょう体を垂直上方に発射する。
【００３３】
すると、突出状態にある係合部４５ｂが飛しょう体１０の突起１４ｃに接触し、そこから受ける力で、姿勢変化を起こさせる。このようにすれば、上記図４に示したスラスタを用いることなく飛しょう体の向きを容易に変えることができる。なお、この変形例は、飛しょう体発射時に目標の方向と高度が検知されているときに有効である。この実施形態では、目標の高度が低いときに特に有効である。
【００３４】
この実施形態では、サイドスラスタは、前翼の前に設けていた。したがって、飛しょう体の飛しょう方向を小さい旋回半径で変えることが容易である利点がある。
【００３５】
ところで、前記実施形態では、飛しょう体は垂直上方に発射されるものとして説明したが、必ずしも垂直である必要はなく、垂直に近く発射される飛しょう体にも本発明は適用できる。
【００３６】
上記実施形態によれば、旋回半径が小さく、早期にほぼ水平に近い方向に目標に向かって飛しょうすることが容易な、垂直発射飛しょう体及びその発射装置が得られる。
【００３７】
本発明のいくつかの実施形態を説明したがこれらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
【符号の説明】
【００３８】
１０・・・・飛しょう体
１１・・・・胴部
１２・・・・頭部
１３・・・・後部
１４ａ・・・・前翼
１４ｂ・・・・後翼
１４ｃ，１４ｄ・・・・突起
１５・・・・サイドスラスタ
１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ・・・・ノズル
１６・・・・ガス発生部
１６ａ，１６ｂ，１６ｃ，１６ｄ・・・・ガス分室
１７・・・・ロケットモータ
１８・・・・飛しょう体制御部
２１・・・・目標検知部
２２・・・・モータ駆動制御部
２３・・・・ガス発生制御部
２４・・・・時間測定部
２５・・・・速度検知制御部
２６・・・・姿勢検知部
２７・・・・主制御部
３１・・・・飛しょう体発射装置
３２・・・・支持体
３３・・・・発射機構
３４・・・・載置部
３５・・・・ガスジェネレータ
３６・・・・点火器
４４ａ，４４ｂ・・・・側支持部
４５ａ，４５ｂ・・・・係合部
【図１】
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【図２】
2013178062.tif 000004
【図３】
2013178062.tif 000005
【図４】
2013178062.tif 000006
【図５】
2013178062.tif 000007
【図６】
2013178062.tif 000008