(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
目標物体の方向にレーダ送信波を送信し反射波を受信するレーダアンテナと、高周波電力を送受切換器を介して前記レーダアンテナに供給するレーダ送信機と、前記レーダアンテナで受信し送受切換器を経由した受信信号を増幅するレーダ受信機と、このレーダ受信機の受信信号を受けて目標に対するレーダアンテナの角度誤差を検出する角度誤差検出回路と、この角度誤差検出回路の出力信号により前記レーダアンテナを目標物体の方向に角度追尾させるアンテナ駆動装置と、誘導飛しょう体の加速度及び角速度を計測し姿勢、速度、及び位置を算出する慣性装置と、この慣性装置の算出した姿勢、速度、及び位置を記憶する慣性情報記憶回路と、前記角度誤差検出回路の出力信号と前記慣性装置からの慣性情報から操舵指令を計算するオートパイロットと、このオートパイロットからの操舵指令に基づき翼を制御する操舵装置と、この操舵装置に機械的に結合され可動する翼と、目標が弾頭の有効威力範囲内に接近したときに起爆信号を発生させる起爆信号発生回路と、この起爆信号発生回路から出力した起爆信号に基づき起爆する弾頭から構成される誘導飛しょう体において、前記レーダ送信機の送信波を送信した時刻と前記受信機が受信信号を受信した時刻との差及びその時刻の差の間に誘導飛しょう体が移動した距離に基づき目標までの距離を算出する距離検出回路と、この距離検出回路から得られる目標までの距離を記憶する距離記憶回路と、前記アンテナ駆動装置から得られるアンテナ角度信号を記憶するアンテナ首振り角記憶回路と、このアンテナ首振り角記憶回路で記憶したアンテナ首振り角と前記目標までの距離及び前記慣性装置から得られる誘導飛しょう体の位置情報をもとに目標の現在位置を算出する目標位置算出回路と、前記目標位置を記憶する目標位置記憶回路と、この目標位置記憶回路中の目標位置の時系列情報に基づき目標の飛しょう経路を推定する目標飛しょう経路算出回路と、前記誘導飛しょう体の位置情報と速度情報とに基づき前記誘導飛しょう体の飛しょう経路を推定する誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路と、この目標飛しょう経路算出回路で推定した目標の飛しょう経路とこの誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路で推定した誘導飛しょう体の飛しょう経路とに基づき目標と誘導飛しょう体との最接近時刻及び目標と誘導飛しょう体との最接近時の距離を推定する最接近推定回路と、この最接近推定回路で推定した最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であるかどうかを判断する起爆判定回路と、この起爆判定回路での判断の結果が有効範囲内であれば前記最接近時刻と前記最接近時の距離と前記弾頭の弾片の飛散速度から弾頭の最適起爆タイミングを計算し前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させる信号を出力する起爆タイミング計算回路とを有する誘導飛しょう体。
【請求項２】
誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナから目標物体の方向へ照射されたレーダ送信波の目標からの反射波を受信する誘導用のレーダアンテナと、この誘導用のレーダアンテナからの受信信号を増幅する誘導用のレーダ受信機と、前記誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナからのレーダ送信波の送信時刻と送信した時刻における誘導用アンテナの位置及び速度の情報を受信する基準用のレーダアンテナと、この基準用のレーダアンテナからの受信信号を増幅する基準用のレーダ受信機と、この基準用のレーダ受信機が受信したレーダ送信波を受信した時刻情報と前記誘導用の受信機が受信信号を受信した時刻との差から目標までの距離を算出する距離検出回路と、前記誘導用のレーダ受信機の受信信号を受けて目標に対する誘導用のレーダアンテナの角度誤差を検出する角度誤差検出回路と、この角度誤差検出回路の出力信号により前記誘導用のレーダアンテナを目標物体の方向に角度追尾させるアンテナ駆動装置とを有し、誘導飛しょう体から目標までの距離を誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナからのレーダ送信波の送信時刻とレーダ送信波を送信した時刻における誘導用アンテナの位置と誘導用アンテナの速度と前記誘導用の受信機が受信信号を受信した時刻との差と受信機が受信信号を受信した時刻の誘導飛しょう体の位置から算出す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】
電気信号をレーザに変換するレーザ発光素子と、このレーザ発光素子に供給する電気信号をつくる変調回路と、この変調回路に電力を供給する電源部と、前記レーザ発光素子から目標物体の方向に放射されたレーザ送信波を集束するレーザ送信波用レンズと、目標からのレーザの反射波を集光するレーザ受信波用レンズと、集光されたレーザを受信するレーザ受光部と、このレーザ受光部からの受信信号を増幅するレーザ受信機と、このレーザ受信機で増幅された受信信号を復調する復調回路と、前記レーザ送信機の送信波を送信した時刻と前記受信機が受信信号を受信した時刻との差から目標までの距離を算出する距離検出回路と、前記レーザ受信機の受信信号を受けて目標に対するレーザ受光部の角度誤差を検出する角度誤差検出回路と、前記角度誤差検出回路の出力信号により前記レーザ受光部を目標物体の方向に角度追尾させるレーザ受光部駆動装置とを有し、誘導飛しょう体から目標までの距離をレーザ送信機の送信波を送信した時刻と反射波を受信した時刻との差及び誘導飛しょう体が前記送信時刻と前記受信時刻の間に移動した距離から算出す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４】
目標物体から放射される赤外線を集光する異なる位置にある複数の赤外線用レンズと、複数の赤外線用レンズにより集光された赤外線を受光し電気信号に変換する各々の赤外線用レンズの位置に対応するように設置した複数の赤外線受光部と、これらの複数の赤外線受光部から出力される受信信号を増幅する受信機と、前記受信信号を受けて目標に対する複数の赤外線受光部の角度誤差を検出する角度誤差検出回路と、前記角度誤差検出回路の出力信号により前記複数の赤外線受光部を目標物体の方向に角度追尾させる赤外線受光部駆動装置と前記複数の赤外線受光部で検出した目標の角度情報をもとに目標までの距離を算出する距離算出回路とを有し、誘導飛しょう体から目標までの距離を複数の赤外線受光部から見た目標の方向の差から算出す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５】
目標物体から放射される可視光線を受光する異なる位置に設置した複数の可視光センサと、前記複数の可視光センサから出力される受信信号を増幅する受信機と、前記受信信号を受けて目標に対する複数の可視光センサの角度誤差を検出する角度誤差検出回路と、前記角度誤差検出回路の出力信号により前記複数の可視光センサを目標物体の方向に角度追尾させる可視光センサ駆動装置と前記複数の可視光センサの目標の角度情報をもとに目標までの距離を算出する距離算出回路とを有し、誘導飛しょう体から目標までの距離を複数の可視光センサから見た目標の方向の差から算出することを特徴とする請求項１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】
この発明は目標物体に向かって飛しょうし、目標物体を破壊する誘導飛しょう体の改良に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
まず図１１によって従来の誘導飛しょう体について説明する。
図において５５は誘導飛しょう体、４はレーダ送信波、５は目標物体、６はレーダ受信波、５６は近接信管送信波、５７は近接信管受信波である。
【０００３】
前記構成において、誘導飛しょう体５５は目標物体５に向かってレーダ送信波４を送信し、目標物体５によって反射されるレーダ送信波４をレーダ受信波６として受信する。誘導飛しょう体５５はレーダ受信波６を常に受信しながら翼を操作して目標物体５に接近する。
【０００４】
同時に誘導飛しょう体５５はレーダ送信波４とは周波数の異なる微弱な電波を近接信管送信波５６として送信しており、誘導飛しょう体５５が目標物体５に接近したとき反射波が近接信管受信波５７として受信される。誘導飛しょう体５５は近接信管受信波５７をトリガとして誘導飛しょう体５５に内蔵している弾頭を爆発させ目標物体５を破壊する。以上が誘導飛しょう体の作用である。
【０００５】
次に従来の誘導飛しょう体の具体的な構成、動作について説明する。
図１２は従来の誘導飛しょう体の構成図であり、１はレーダ送信機、２は送受切換器、３はレーダアンテナ、７はレーダ受信機、８は角度誤差検出回路、９はアンテナ駆動装置、１０はオートパイロット、１１は慣性装置、１２は操舵装置、１３は翼、２４は起爆信号発生回路、２５は弾頭、５８は周波数ミキサ、５９は検波器、６０は近接信管、６１は近接信管送信アンテナ、６２は送信機、６３は近接信管受信アンテナ、６４は受信機、６５は目標近接検出回路である。
【０００６】
次に図１１、図１２によって動作について説明する。図１２のレーダ送信機１から出力される高周波電力は送受切換器２を通ってレーダアンテナ３に給電され、図１１のレーダ送信波４となって目標物体５に向かって放射される。このレーダ送信波４は目標物体５によって反射されレーダ受信波６となり、レーダアンテナ３で受信される。レーダアンテナ３はレーダ受信波６を電気信号に変換し、送受切換器２を経てレーダ受信機７に送る。レーダ受信機７はこの電気信号を増幅して角度誤差検出回路８と周波数ミキサ５８に出力する。角度誤差検出回路８はこの電気信号を受けて目標に対するレーダアンテナの角度誤差を検出し、角度誤差がゼロとなるように制御信号をアンテナ駆動装置９に出力し、レーダアンテナ３を目標物体５の方向に角度追尾させる。
【０００７】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０へも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測しており、オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体のレーダアンテナ３は常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５の方向に飛翔する。
【０００８】
また、周波数ミキサ５８ヘ送られるレーダ受信機７の受信信号は周波数ミキサ５８でレーダ送信機１のレーダ送信周波数と周波数比較され、両者の周波数差がドプラ周波数として検波器５９に送られる。検波器５９は前記ドプラ周波数を直流電圧に変換し、急激な周波数変化を検出して最接近信号を起爆信号発生回路２４に送る。前記ドップラ周波数は誘導飛しょう体と目標物体５の接近速度を表しており、誘導飛しょう体が目標物体５に接近し近傍を通過する瞬間に正の値から負の値へと急激に変化する特性がある。
【０００９】
一方、近接信管６０の送信機６２はレーダ送信波４とは周波数の異なる微弱電波を近接信管送信アンテナ６１から近接信管送信波５６として放射する。近接信管送信波５６は微弱であるので誘導飛しょう体が目標物体５に接近したときにのみ近接信管受信波５７が目標物体５から反射され、近接信管受信アンテナ６３で受信される。受信機６４は近接信管受信アンテナ６３の受信した電波を増幅し近接信号として目標近接検出回路６５に送る。目標近接検出回路６５は受信機６４からの近接信号の強さがあらかじめ定めた一定値以上になったとき目標物体５を検出したことを示す検出信号を起爆信号発生回路２４に送る。起爆信号発生回路２４は検波器５９からの最接近信号と目標近接検出回路６５からの検出信号の両者が得られたとき弾頭２５を爆発させる起爆信号を出し、弾頭２５を爆発させる。弾頭２５は多数の弾片を爆発により周辺に放出する。この弾片は目標物体５に当り、目標物体５を破壊する。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
従来の誘導飛しょう体は以上のように構成されており、弾頭を起爆するタイミングを主としてレーダ送信波とレーダ受信波から得られるドッブラ周波数の急変により決めている。一方、ドップラ周波数の急変は目標の極めて近傍まで誘導した際にのみ発生する。従って、ドップラ周波数の急変が発生する直前まで良好に目標に向けて誘導してきており、そのまま直進すれば弾頭の有効威力範囲内を通過できるような場合においても、何らかの理由によってレーダ受信波の受信ができなくなった場合には弾頭が起爆できないという課題があった。
【００１１】
この発明は前記のような課題を解決し、誘導飛しょう体が目標を有効に破壊する確率を向上させることのできる誘導飛しょう体を得ることを目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
第１の発明に係る誘導飛しょう体は、まず、送信したレーダ送信波の送信時刻と前記レーダ送信波の目標からの反射波を受信した時刻との差及びその間に誘導飛しょう体が移動した距離から誘導飛しょう体と目標との距離を測定し、前記誘導飛しょう体と目標との距離と前記反射波を受信したレーダアンテナの角度誤差情報及び誘導飛しょう体の現在の位置情報から目標の現在の位置を算出し記憶する。次に、誘導飛しょう体の現在の位置情報と現在の速度情報に基づき自らの飛しょう経路を計算するとともに、記憶した目標の位置情報の時系列データに基づき目標の飛しょう経路を算出し、これらから、目標への最接近時刻及び最接近時の距離を推定する。さらに、あらかじめ記憶している弾頭の弾片の飛散速度と前記最接近時刻及び最接近時の距離から、最接近時の距離を弾片の飛散速度で除した値を最接近時刻から減じた弾頭の最適起爆タイミングを計算し、最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であれば、前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させるものである。
【００１３】
また、第２の発明に係る誘導飛しょう体は、まず、誘導飛しょう体以外の送信用レーダアンテナからレーダ送信波を送信した時刻情報と、前記レーダ送信波の目標からの反射波を受信した時刻との差、及びレーダ送信波を送信した時刻における送信用レーダアンテナの位置情報と、レーダ送信波を受信した時刻における誘導飛しょう体の位置情報から誘導飛しょう体と目標との距離を推定する。次に、前記推定した誘導飛しょう体と目標との距離と、前記反射波を受信したレーダアンテナの角度誤差情報及び誘導飛しょう体の現在の位置情報から目標の現在の位置を算出し記憶する。さらに、誘導飛しょう体の現在の位置情報と現在の速度情報に基づき自らの飛しょう経路を計算するとともに、記憶した目標の位置情報の時系列データに基づき目標の飛しょう経路を算出し、これらから、目標への最接近時刻及び最接近時の距離を推定する。さらに、あらかじめ記憶している弾頭の弾片の飛散速度と前記最接近時刻及び最接近時の距離から、最接近時の距離を弾片の飛散速度で除した値を最接近時刻から減じた弾頭の最適起爆タイミングを計算し、最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であれば、前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させるものである。
【００１４】
また、第３の発明に係る誘導飛しょう体は、まず、目標へ向けて送信したレーザ送信波の送信時刻と前記レーザ送信波の目標からの反射波を受信した時刻との差及び誘導飛しょう体が前記送信時刻と前記受信時刻の間に移動した距離から誘導飛しょう体と目標との距離を測定する。次に、前記誘導飛しょう体と目標との距離と前記反射波を受信したレーザ受光部の角度誤差情報及び誘導飛しょう体の現在の位置情報から目標の現在の位置を算出し記憶する。さらに、誘導飛しょう体の現在の位置情報と現在の速度情報に基づき自らの飛しょう経路を計算するとともに、記憶した目標の位置情報の時系列データに基づき目標の飛しょう経路を算出し、これらから、目標への最接近時刻及び最接近時の距離を推定する。さらに、あらかじめ記憶している弾頭の弾片の飛散速度と前記最接近時刻及び最接近時の距離から、最接近時の距離を弾片の飛散速度で除した値を最接近時刻から減じた弾頭の最適起爆タイミングを計算し、最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であれば、前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させるものである。
【００１５】
また、第４の発明に係る誘導飛しょう体は、まず、複数の赤外線受光部で受信した目標の方向をもとに三角測量の原理により誘導飛しょう体と目標との距離を推定し記憶する。次に、前記誘導飛しょう体と目標との距離と前記反射波を受信した赤外線受光部の角度誤差情報及び誘導飛しょう体の現在の位置情報から目標の現在の位置を算出し記憶する。さらに、誘導飛しょう体の現在の位置情報の時系列データに基づき自らの飛しょう経路を計算するとともに、記憶した目標の位置情報の時系列データに基づき目標の飛しょう経路を算出し、目標への最接近時刻及び最接近時の距離を推定する。さらに、あらかじめ記憶している弾頭の弾片の飛散速度と前記最接近時刻及び最接近時の距離から、最接近時の距離を弾片の飛散速度で除した値を最接近時刻から減じた弾頭の最適起爆タイミングを計算し、最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であれば、前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させるものである。
【００１６】
また、第５の発明に係る誘導飛しょう体は、まず、複数の可視光センサで受信した目標の方向をもとに三角測量の原理により誘導飛しょう体と目標との距離を推定し記憶する。次に、前記誘導飛しょう体と目標との距離と前記反射波を受信した可視光センサの角度誤差情報及び誘導飛しょう体の現在の位置情報から目標の現在の位置を算出し記憶する。さらに、誘導飛しょう体の現在の位置情報の時系列データに基づき自らの飛しょう経路を計算するとともに、記憶した目標の位置情報の時系列データに基づき目標の飛しょう経路を算出し、目標への最接近時刻及び最接近時の距離を推定する。さらに、あらかじめ記憶している弾頭の弾片の飛散速度と前記最接近時刻及び最接近時の距離から、最接近時の距離を弾片の飛散速度で除した値を最接近時刻から減じた弾頭の最適起爆タイミングを計算し、最接近時の距離が弾頭の有効威力範囲内であれば、前記最適起爆タイミングで弾頭を起爆させるものである。
【００１７】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
以下、この発明の一実施例について説明する。
図１は、この発明の実施例１を示す誘導飛しょう体の構成図であり、図において、１はレーダ送信機、２は送受切換器、３はレーダアンテナ、７はレーダ受信機、８は角度誤差検出回路、９はアンテナ駆動装置、１０はオートパイロット、１１は慣性装置、１２は操舵装置、１３は翼、１４は距離検出回路、１５は距離記憶回路、１６は首振り角記憶回路、１７は目標位置算出回路、１８は目標飛しょう経路推定回路、１９は誘導飛しょう体の飛しょう経路算出回路、２０は最接近推定回路、２１は起爆判定回路、２２は固有パラメータ記憶回路、２３は最適起爆タイミング算出回路、２４は起爆信号発生回路、２５は弾頭、２６は慣性情報記憶回路である。
【００１８】
次に前記実施例の動作を図１、図２により説明する。図１のレーダ送信機１から出される高周波電力は送受切換器２を通ってレーダアンテナ３に給電され、図２のレーダ送信波４となって目標物体５に向かって放射される。このレーダ送信波４は目標物体５によって反射されレーダ受信波６となり、レーダアンテナ３で受信される。レーダアンテナ３はレーダ受信波６を電気信号に変換し、送受切換器２を経てレーダ受信機７に送る。レーダ受信機７はこの電気信号を増幅して角度誤差検出回路８と距離検出回路１４に出力する。角度誤差検出回路８は角度誤差がゼロになるように制御信号をアンテナ駆動装置９に出力し、レーダアンテナ３を目標物体５の方向に角度追尾させる。
【００１９】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０へも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測するとともにそれらを適宜積分して誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を計算しており、慣性情報記憶回路２６では慣性装置１１で得られた誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を記憶する。オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５との会合点に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体のレーダアンテナ３は常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５との会合方向に飛翔する。
【００２０】
一方、距離検出回路１４では、レーダ送信機１から出力された送信時刻、レーダ受信機７の受信信号の到着時刻、及び慣性情報記憶装置２６から得られる送信時刻から受信時刻までに誘導飛しょう体が移動した距離から誘導飛しょう体と目標との距離を算出され、距離記憶回路１５に記憶される。また、アンテナ駆動装置９のアンテナ首振り角は首振り角記憶回路１６で記憶される。ここで、慣性情報記憶装置２６に記憶された誘導飛しょう体の現在の位置及び姿勢角と、距離記憶回路１５中の誘導飛しょう体と目標との距離、及び首振り角記憶回路１６中の首振り角は目標位置算出回路１７に送られ、目標位置算出回路１７の中で目標の現在の位置が幾何学的に算出され、目標飛しょう経路推定回路１８に送られる。
【００２１】
次に図２において、目標の飛しょう経路の推定方法を説明する。誘導飛しょう体の時刻１における位置を（ｘm1、ｙm1、ｚm1）、誘導飛しょう体の時刻２における位置を（ｘm2、ｙm2、ｚm2）、時刻１と時刻２との差が小さい場合には誘導飛しょう体の速度は一定であると仮定できｖm （ｌm 、ｍm 、ｎm ）と表わせる。また、同様に、目標の時刻１における位置を（ｘt1、ｙt1、ｚt1）、目標の時刻２における位置を（ｘt2、ｙt2、ｚt2）、目標の速度をｖt （ｌt 、ｍt 、ｎt ）とする。空間上の２点が決まればその２点を通る直線は一本しか存在しないため、飛しょう経路推定回路１８の中では２つの時刻の目標の位置（ｘt1、ｙt1、ｚt1）及び（ｘt2、ｙt2、ｚt2）をもとに式（１）により目標の飛しょう経路を推定する。
【００２２】
【数１】
0003879236.tif 000002
【００２３】
一方、慣性情報記憶装置２６の誘導飛しょう体の位置は誘導飛しょう体の飛しょう経路算出回路１９に送られ、誘導飛しょう体の時刻２における位置（ｘm2、ｙm2、ｚm2）及び速度ベクトルｖm （ｌm 、ｍm 、ｎm ）をもとに式（２）を用いて飛しょう経路を算出する。
【００２４】
【数２】
0003879236.tif 000003
【００２５】
目標飛しょう経路推定回路１８で推定された目標の飛しょう経路と誘導飛しょう体の飛しょう経路算出回路１９で算出された誘導飛しょう体の飛しょう経路は最接近推定回路２０へ送られる。最接近推定回路２０では目標及び誘導飛しょう体の飛しょう経路をもとに式（３）から（１２）により誘導飛しょう体が目標へ最接近する時刻ｔclosest を推定するとともに、式（１３）により最接近の時の誘導飛しょう体と目標との距離Ｒclosest を推定する。
【００２６】
【数３】
0003879236.tif 000004
【００２７】
【数４】
0003879236.tif 000005
【００２８】
最接近推定回路２０で推定した誘導飛しょう体が目標へ最接近する時刻ｔclosest 及び最接近の時の誘導飛しょう体と目標との距離Ｒclosest は起爆判定回路２１へ送られる。起爆判定回路２１では、固有パラメータ記憶回路２２から送られた弾頭の有効威力範囲と前記最接近の時の誘導飛しょう体と目標との距離Ｒclosest を比較し、弾頭の有効威力範囲内を目標が通過する見込みであるかどうかを判断する。前記判断の結果、弾頭の有効威力範囲内を目標が通過する見込みであれば、前記誘導飛しょう体が目標へ最接近する時刻ｔclosest 及び前記最接近の時の誘導飛しょう体と目標との距離Ｒclosest を最適起爆タイミング算出回路２３へ送る。
【００２９】
最適起爆タイミング算出回路２３では前記誘導飛しょう体が目標へ最接近する時刻ｔclosest 、前記最接近の時の誘導飛しょう体と目標との距離Ｒclosest 及び固有パラメータ記憶回路２２から送られた弾頭の弾片速度ｖf 及び弾片の拡がり方をもとに弾頭の最適起爆タイミングｔdetonateを計算し、起爆信号発生回路２４へ送る。最適起爆タイミングｔdetonateの算出方法の一例として、弾片の拡がりがなく、弾片速度ｖf のみを考慮した場合の算出式を式（１４）に示す。
【００３０】
【数５】
0003879236.tif 000006
【００３１】
起爆信号発生回路２４は前記最適起爆タイミングｔdetonateに達したら弾頭２５に起爆信号を送る。弾頭２５は起爆信号発生回路２４から起爆信号を受け取った際に起爆し、目標を破壊する。
【００３２】
なお、この実施の形態１では距離記憶回路１５、首振り角記憶回路１６、目標位置算出回路１７、目標飛しょう経路推定回路１８、誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路１９、最接近推定回路２０、起爆判定回路２１、固有パラメータ記憶回路２２、最適起爆タイミング算出回踏２３、及び慣性情報記憶回路２６は説明のために別々の回路であるかのように記述しているが、これらはひとつの計算機上のソフトウェアとして記述することも可能であり、この実施の形態１と同じ効果が得られる。
【００３３】
また、この実施の形態１では目標の飛しょう経路の推定を２つの時系列の目標の位置から算出した例を示したが、３つ以上の目標位置から例えば最小自乗法近似を使用したりカルマンフィルタを使用して飛しょう経路を推定することも可能であり、この場合においてもこの実施の形態１と同じ効果が得られる。
【００３４】
さらに、この実施の形態１では誘導飛しょう体の飛しょう経路の推定を現在の誘導飛しょう体の位置と速度から算出しているが、２つの時系列の誘導飛しょう体の位置から算出してもこの実施の形態１と同じ効果が得られることは言うまでもない。
【００３５】
実施の形態２．
実施の形態１では誘導飛しょう体が自ら目標へ向けてレーダ送信波を送信していたが、この実施の形態では、誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナから目標へ向けてレーダ送信波を送信する。図３はこの発明の実施例を示す誘導飛しょう体の構成図であり、図において、２８は誘導用レーダアンテナ、２９は誘導用レーダ受信機、３０は基準用レーダアンテナ、３１は基準用レーダ受信機であり、その他は実施の形態１と同じである。
【００３６】
次に前記実施例の動作を図３、図４により説明する。図４の誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナ２７から目標へ向けてレーダ送信波４を送信する。このレーダ送信波４は目標物体５によって反射されレーダ受信波６となり、誘導用レーダアンテナ２８で受信される。誘導用レーダアンテナ２８はレーダ受信波６を電気信号に変換し、誘導用レーダ受信機２９に送る。誘導用レーダ受信機２９はこの電気信号を増幅して角度誤差検出回路８と距離検出回路１４に出力する。角度誤差検出回路８は角度誤差がゼロになるように制御信号をアンテナ駆動装置９に出力し、誘導用レーダアンテナ２８を目標物体５の方向に角度追尾させる。
【００３７】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０へも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測するとともにそれらを適宜積分して誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を計算しており、慣性情報記憶回路２６では慣性装置１１で得られた誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を記憶する。オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５との会合点に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体の誘導用レーダアンテナ２８は常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５との会合方向に飛翔する。
【００３８】
一方、図４の誘導飛しょう体以外に設置された通信用アンテナ３２からは誘導飛しょう体へ向けて送信波４を送信した時刻、その時の通信用アンテナ３２の位置及び速度を通信波３３として送信する。通信波３３は誘導飛しょう体の基準用レーダアンテナ３０で受信する。基準用レーダアンテナ３０はレーダ通信波３３を電気信号に変換し、基準用レーダ受信機３１に送る。
【００３９】
慣性情報記憶装置２６の中の誘導飛しょう体の慣性情報、誘導用レーダ受信機２９で受信した受信信号、及び基準用誘導用レーダ受信機３１で受信した受信信号は距離検出回路１４に送られ、送信波４の送信された時刻、送信波４を送信した時刻の基準用レーダアンテナ３０の位置と速度、目標からの反射波６を受信した時刻、及び目標からの反射波６を受信した時刻における誘導飛しょう体の位置から誘導飛しょう体と目標との距離を算出し、距離記憶回路１５に記憶される。
【００４０】
また、アンテナ駆動装置９のアンテナ首振り角は首振り角記憶回路１６で記憶される。ここで、慣性情報記憶装置２６に記憶された誘導飛しょう体の現在の位置及び姿勢角、距離記憶回路１５中の誘導飛しょう体と目標との距離及び首振り角記憶回路１６中の首振り角は目標位置算出回路１７に送られ、目標位置算出回路１７の中で目標の現在の位置が幾何学的に算出され、目標飛しょう経路推定回路１８に送られる。以下の動作は実施の形態１と同じである。
【００４１】
なお、この実施の形態２では距離記憶回路１５、首振り角記憶回路１６、目標位置算出回路１７、目標飛しょう経路推定回路１８、誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路１９、最接近推定回路２０、起爆判定回路２１、固有パラメータ記憶回路２２、最適起爆タイミング算出回路２３及び慣性情報記憶回路２６は説明のために別々の回路であるかのように記述しているが、これらはひとつの計算機土のソフトウェアとして記述することも可能であり、この実施の形態２と同じ効果が得られる。
【００４２】
また、この実施の形態２では目標の飛しょう経路の推定を２つの時系列の目標の位置から算出した例を示したが、３つ以上の目標位置から例えば最小自乗法近似を使用したりカルマンフィルタを使用して飛しょう経路を推定することも可能であり、この場合においてもこの実施の形態２と同じ効果が得られる。
【００４３】
さらに、この実施の形態２では誘導飛しょう体の飛しょう経路の推定を現在の誘導飛しょう体の位置と速度から算出しているが、２つの時系列の誘導飛しょう体の位置から算出してもこの実施の形態２と同じ効果が得られることは言うまでもない。
【００４４】
実施の形態３．
実施の形態１ではレーダ送信波の送信時刻及び目標からの反射波の受信時刻の差で誘導飛しょう体と目標との距離を算出したが、この実施の形態ではレーダ送信波の送信時刻及び目標からの反射波の受信時刻の差で誘導飛しょう体と目標との距離を算出する。図５は、この発明の実施例を示す誘導飛しょう体の構成図であり、図において、３４はレーザの電源、３５は変調回路、３６はレーザ発光素子、３７はレーザ送信波用レンズ、４０はレーザ受光波用レンズ、４１はレーザ受光部、４２はレーザ受信機、４３は復調回路であり、その他は実施の形態１と同じである。
【００４５】
次に前記実施例の動作を図５、図６により説明する。図５の電源３４から出される高周波電力は変調回路３５に送られシステムに最適な変調を受ける。レーザ発光素子３６は変調回路３５から送られた電気信号をレーザに変えレーザ送信波用レンズ３７の方向へ出力される。レーザ送信波用レンズ３７はレーザを収束し、図６の目標物体５に向かってレーザ送信波３８として放射される。このレーザ送信波３８は目標物体５によって反射されレーザ受信波３９となり、レーザ受信波用レンズ４０で集光された後、レーザ受光部４１で電気信号に変換される。レーザ受信機４２で増幅された電気信号は復調回路４３へと送られ復調される。復調回路にて復調された電気信号は角度誤差検出回路８と距離検出回路１４に出力される。角度誤差検出回路８は受光部駆動装置４４のレーザ受光部４１の首振り角度をもとにレーザ受信機４２の受信信号の強さが最大になるように制御信号を受光部駆動装置４４に出力し、レーザ受光部４１を目標物体５の方向に角度追尾させる。
【００４６】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０へも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測するとともにそれらを適宜積分して誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を計算しており、慣性情報記憶回路２６では慣性装置１１で得られた誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を記憶する。オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５との会合点に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体のレーザ受光部４１は常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５との会合方向に飛翔する。
【００４７】
一方、距離検出回路１４では、変調回路３５から出力された送信時刻、レーザ受信機４２の受信信号の到着時刻、及び慣性情報記憶装置２６から得られる送信時刻から受信時刻までに誘導飛しょう体が移動した距離から誘導飛しょう体と目標との距離が算出され、距離記憶回路１５に記憶される。また、受光部駆動装置４４の受光部首振り角は首振り角記憶回路１６で記憶される。ここで、慣性情報記憶装置２６に記憶された誘導飛しょう体の現在の位置及び姿勢角と、距離記憶回路１５中の誘導飛しょう体と目標との距離、及び首振り角記憶回路１６中の首振り角は目標位置算出回路１７に送られ、目標位置算出回路１７の中で目標の現在の位置が幾何学的に算出され、目標飛しょう経路推定回路１８に送られる。以下の動作は実施の形態１と同じである。
【００４８】
なお、この実施の形態３では距離記憶回路１５、首振り角記憶回路１６、目標位置算出回路１７、目標飛しょう経路推定回路１８、誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路１９、最接近推定回路２０、起爆判定回路２１、固有パラメータ記憶回路２２、最適起爆タイミング算出回路２３及び慣性情報記憶回路２６は説明のために別々の回路であるかのように記述しているが、これらはひとつの計算機上のソフトウェアとして記述することも可能であり、この実施の形態３と同じ効果が得られる。
【００４９】
また、この実施の形態３では目標の飛しょう経路の推定を２つの時系列の目標の位置から算出した例を示したが、３つ以上の目標位置から例えば最小自乗法近似を使用したりカルマンフィルタを使用して飛しょう経路を推定することも可能であり、この場合においてもこの実施の形態３と同じ効果が得られる。
【００５０】
さらに、この実施の形態３では誘導飛しょう体の飛しょう経路の推定を現在の誘導飛しょう体の位置と速度から算出しているが、２つの時系列の誘導飛しょう体の位置から算出してもこの実施の形態３と同じ効果が得られることは言うまでもない。
【００５１】
実施の形態４．
実施の形態１ではレーダ送信波の送信時刻及び目標からの反射波の受信時刻の差で誘導飛しょう体と目標との距離を算出したが、この実施の形態では赤外線受光部を複数設置し、複数の受光部で検出した目標の方向の差から三角測量の原理を使用して誘導飛しょう体から目標までの距離を算出するものである。図７は、この発明の実施例を示す誘導飛しょう体の構成図であり、図において、４６ａ及び４６ｂは飛しょう体内の異なる場所に設置された複数の赤外線用レンズ、４７ａ及び４７ｂは複数の赤外線用レンズに対応する位置に取り付けられた赤外線受光部、４８ａ及び４８ｂは複数の赤外線受光部に対応する赤外線受信機、４９は赤外線受光部４７ａ及び４７ｂを駆動する赤外線受光部駆動装置であり、その他は実施の形態１と同じである。
【００５２】
次に前記実施例の動作を図７、図８により説明する。図８の目標物体５から放射された赤外線４５は、誘導飛しょう体の異なる複数の場所に設置された赤外線用レンズ４６ａ及び４６ｂによって集光された後、複数の赤外線用レンズ４６ａ及び４６ｂに対応する位置に取り付けられた赤外線受光部４７ａ及び４７ｂにより電気信号に変換される。変換された電気信号は赤外線受信機４８ａ及び４８ｂにより増幅され角度誤差検出回路８に出力される。角度誤差検出回路８は赤外線受光部駆動装置４９の赤外線受光部４７ａ及び４７ｂの首降り角度をもとに赤外線受信機４８ａ及び４８ｂの受信信号の強さが最大になるように制御信号を赤外線受光部駆動装置４９に出力し、赤外線受光部４７ａ及び４７ｂを目標物体５の方向に角度追尾させる。
【００５３】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０へも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測するとともにそれらを適宜積分して誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を計算しており、慣性情報記憶回路２６では慣性装置１１で得られた誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を記憶する。オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５との会合点に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体の赤外線受光部４７ａ及び４７ｂは常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５との会合方向に飛翔する。
【００５４】
一方、距離検出回路１４では、複数の赤外線受信機４８ａ及び４８ｂから見える目標の方向から誘導飛しょう体と目標との距離を算出し、距離記憶回路１５に記憶する。また、赤外線受光部駆動装置４９の受光部首振り角は首振り角記憶回路１６で記憶される。ここで、慣性情報記憶装置２６に記憶された誘導飛しょう体の現在の位置及び姿勢角と、距離記憶回路１５中の誘導飛しょう体と目標との距離、及び首振り角記憶回路１６中の首振り角は目標位置算出回路１７に送られ、目標位置算出回路１７の中で目標の現在の位置が幾何学的に算出され、目標飛しょう経路推定回路１８に送られる。以下の動作は実施の形態１と同じである。
【００５５】
なお、この実施の形態４では距離記憶回路１５、首振り角記憶回路１６、目標位置算出回路１７、目標飛しょう経路推定回路１８、誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路１９、最接近推定回路２０、起爆判定回路２１、固有パラメータ記憶回路２２、最適起爆タイミング算出回路２３及び慣性情報記憶回路２６は説明のために別々の回路であるかのように記述しているが、これらはひとつの計算機上のソフトウェアとして記述することも可能であり、この実施の形態４と同じ効果が得られる。
【００５６】
また、この実施の形態４では目標の飛しょう経路の推定を２つの時系列の目標の位置から算出した例を示したが、３つ以上の目標位置から例えば最小自乗法近似を使用したりカルマンフィルタを使用して飛しょう経路を推定することも可能であり、この場合においてもこの実施の形態４と同じ効果が得られる。
【００５７】
さらに、この実施の形態４では誘導飛しょう体の飛しょう経路の推定を現在の誘導飛しょう体の位置と速度から算出しているが、２つの時系列の誘導飛しょう体の位置から算出してもこの実施の形態４と同じ効果が得られることは言うまでもない。
【００５８】
実施の形態５．
実施の形態１ではレーダ送信波の送信時刻及び目標からの反射波の受信時刻の差で誘導飛しょう体と目標との距離を算出したが、この実施の形態では可視光センサを複数設置し、複数の可視光センサで検出した目標の方向の差から三角測量の原理を使用して誘導飛しょう体から目標までの距離を算出するものである。図９は、この発明の実施例を示す誘導飛しょう体の構成図であり、図において、５１ａ及び５１ｂは飛しょう体内の異なる場所に設置された複数の可視光線用レンズ、５２ａ及び５２ｂは複数の可視光線用レンズに対応する位置に取り付けられた可視光センサ、５３ａ及び５３ｂは複数の可視光センサに対応する可視光受信機、５４は可視光センサ５２ａ及び５２ｂを駆動する可視光センサ駆動装置であり、その他は実施の形態１と同じである。
【００５９】
次に前記実施例の動作を図９、図１０により説明する。図１０の目標物体５から放射された可視光線５０は、誘導飛しょう体の異なる複数の場所に設置された可視光線用レンズ５１ａ及び５１ｂによって集光された後、複数の可視光線用レンズ５１ａ及び５１ｂに対応する位置に取り付けられた可視光センサ５２ａ及び５２ｂにより電気信号に変換される。変換された電気信号は可視光受信機５３ａ及び５３ｂにより増幅され角度誤差検出回路８に出力される。角度誤差検出回路８は可視光センサ駆動装置５４の可視光センサ５３ａ及び５３ｂの首降り角度をもとに可視光受信機５３ａ及び５３ｂの受信信号の強さが最大になるように制御信号を可視光センサ駆動装置５４に出力し、可視光センサ５２ａ及び５２ｂを目標物体５の方向に角度追尾させる。
【００６０】
さらに角度誤差検出回路８の制御信号はオートパイロット１０ヘも送られる。一方慣性装置１１では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速度を計測するとともにそれらを適宜積分して誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を計算しており、慣性情報記憶回路２６では慣性装置１１で得られた誘導飛しょう体の位置、姿勢角及び速度を記憶する。オートパイロット１０では前記制御信号と前記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物体５との会合点に向かって飛しょうするように操舵指令を操舵装置１２に送る。操舵装置１２は翼１３を操舵指令に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体の可視光センサ５２ａ及び５２ｂは常に目標物体５の方向に制御され、誘導飛しょう体は翼１３の制御によって目標物体５との会合方向に飛翔する。
【００６１】
一方、距離検出回路１４では、複数の可視光センサ５２ａ及び５２ｂから見える目標の方向から誘導飛しょう体と目標との距離を算出し、距離記憶回路１５に記憶する。また、可視光センサ駆動装置５４の可視光センサ首振り角は首振り角記憶回路１６で記憶される。ここで、慣性情報記憶装置２６に記憶された誘導飛しょう体の現在の位置及び姿勢角と、距離記憶回路１５中の誘導飛しょう体と目標との距離、及び首振り角記憶回路１６中の首振り角は目標位置算出回路１７に送られ、目標位置算出回路１７の中で目標の現在の位置が幾何学的に算出され、目標飛しょう経路推定回路１８に送られる。以下の動作は実施の形態１と同じである。
【００６２】
なお、この実施の形態５では距離記憶回路１５、首振り角記憶回路１６、目標位置算出回路１７、目標飛しょう経路推定回路１８、誘導飛しょう体飛しょう経路算出回路１９、最接近推定回路２０、起爆判定回路２１、固有パラメータ記憶回路２２、最適起爆タイミング算出回路２３及び慣性情報記憶回路２６は説明のために別々の回路であるかのように記述しているが、これらはひとつの計算機上のソフトウェアとして記述することも可能であり、この実施の形態５と同じ効果が得られる。
【００６３】
また、この実施の形態５では目標の飛しょう経路の推定を２つの時系列の目標の位置から算出した例を示したが、３つ以上の目標位置から例えば最小自乗法近似を使用したりカルマンフィルタを使用して飛しょう経路を推定することも可能であり、この場合においてもこの実施の形態５と同じ効果が得られる。
【００６４】
さらに、この実施の形態５では誘導飛しょう体の飛しょう経路の推定を現在の誘導飛しょう体の位置と速度から算出しているが、２つの時系列の誘導飛しょう体の位置から算出してもこの実施の形態５と同じ効果が得られることは言うまでもない。
【００６５】
【発明の効果】
以上のように、この発明によれば、まず、レーダ送信波の送信時刻とレーダ受信波の到着時刻との差を測定することにより目標までの距離を算出し、算出した目標までの距離と飛しょう体から見た目標の角度から目標の飛しょう経路を算出し、慣性装置の慣性情報から別途算出した飛しょう体の飛しょう経路とあわせて、目標への最接近時刻及び最接近距離を推定する。次にあらかじめ記憶していた弾頭の弾片の飛散速度をもとに弾頭が起爆する最適なタイミングを計算し、計算した最適なタイミングで弾頭を起爆させるため、従来の技術とは異なり、目標の極めて近傍までレーダ受信波を継続的に受信し続ける必要がなく、目標を破壊する確率が向上する。
【００６６】
またこの発明によれば、まず、誘導飛しょう体以外から送信されたレーダ送信波の送信時刻と、送信時刻での送信アンテナの位置と、レーダ受信波の到着時刻と、飛しょう体の位置から目標までの距離を算出し、算出した目標までの距離と飛しょう体から見た目標の角度から目標の飛しょう経路を算出し、慣性装置の慣性情報から別途算出した飛しょう体の飛しょう経路とあわせて、目標への最接近時刻及び最接近距離を推定する。次にあらかじめ記憶していた弾頭の弾片の飛散速度をもとに弾頭が起爆する最適なタイミングを計算し、計算した最適なタイミングで弾頭を起爆させるため、従来の技術とは異なり、目標の極めて近傍までレーダ受信波を継続的に受信し続ける必要がなく、目標を破壊する確率が向上する。
【００６７】
更に、この発明によれば、まず、レーザ送信波の送信時刻とレーザ受信波の到着時刻との差を測定することにより目標までの距離を算出し、算出した目標までの距離と飛しょう体から見た目標の角度から目標の飛しょう経路を算出し、慣性装置の慣性情報から別途算出した飛しょう体の飛しょう経路とあわせて、目標への最接近時刻及び最接近距離を推定する。次にあらかじめ記憶していた弾頭の弾片の飛散速度をもとに弾頭が起爆する最適なタイミングを計算し、計算した最適なタイミングで弾頭を起爆させるため、従来の技術とは異なり、目標の極めて近傍までレーダ受信波を継続的に受信し続ける必要がなく、目標を破壊する確率が向上する。
【００６８】
更に、この発明によれば、まず、飛しょう体内の異なる複数の箇所に設置された赤外線受光部から見える目標方向の差から目標までの距離を算出し、算出した目標までの距離と飛しょう体から見た目標の角度から目標の飛しょう経路を算出し、慣性装置の慣性情報から別途算出した飛しょう体の飛しょう経路とあわせて、目標への最接近時刻及び最接近距離を推定する。次にあらかじめ記憶していた弾頭の弾片の飛散速度をもとに弾頭が起爆する最適なタイミングを計算し、計算した最適なタイミングで弾頭を起爆させるため、従来の技術とは異なり、目標の極めて近傍までレーダ受信波を継続的に受信し続ける必要がなく、目標を破壊する確率が向上する。
【００６９】
更に、この発明によれば、まず、飛しょう体内の異なる複数の箇所に設置された可視光センサから見える目標方向の差から目標までの距離を算出し、算出した目標までの距離と飛しょう体から見た目標の角度から目標の飛しょう経路を算出し、慣性装置の慣性情報から別途算出した飛しょう体の飛しょう経路とあわせて、目標への最接近時刻及び最接近距離を推定する。次にあらかじめ記憶していた弾頭の弾片の飛散速度をもとに弾頭が起爆する最適なタイミングを計算し、計算した最適なタイミングで弾頭を起爆させるため、従来の技術とは異なり、目標の極めて近傍までレーダ受信波を継続的に受信し続ける必要がなく、目標を破壊する確率が向上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】  この発明の実施の形態１の構成を示す図である。
【図２】  実施の形態１の動作を説明する説明図である。
【図３】  実施の形態２の構成を示す図である。
【図４】  実施の形態２の動作を説明する説明図である。
【図５】  実施の形態３の構成を示す図である。
【図６】  実施の形態３の動作を説明する説明図である。
【図７】  実施の形態４の構成を示す図である。
【図８】  実施の形態４の動作を説明する説明図である。
【図９】  実施の形態５の構成を示す図である。
【図１０】  実施の形態５の動作を説明する説明図である。
【図１１】  従来の誘導飛しょう体の動作を説明する説明図である。
【図１２】  従来の誘導飛しょう体の構成を示す構成図である。
【符号の説明】
１  レーダ送信機、２  送受切換器、３  レーダアンテナ、４  レーダ送信波４、５  目標物体、６  レーダ受信波、７  レーダ受信機、８  角度誤差検出回路、９  アンテナ駆動装置、１０  オートパイロット、１１  慣性装置、１２  操舵装置、１３  翼、１４  距離検出回路、１５  距離記憶回路、１６  首振り角記憶回路、１７  目標位置算出回路、１８  目標飛しょう経路推定回路、１９誘導飛しょう体の飛しょう経路算出回路、２０  最接近推定回路、２１  起爆判定回路、２２  固有パラメータ記憶回路、２３  最適起爆タイミング算出回路、２４  起爆信号発生回路、２５  弾頭、２６  慣性情報記憶回路、２７  誘導飛しょう体以外に設置された誘導用アンテナ、２８  誘導用レーダアンテナ、２９  誘導用レーダ受信機、３０  基準用レーダアンテナ、３１  基準用レーダ受信機、３２  通信用アンテナ、３３  通信波、３４  レーザの電源、３５  変調回路、３６  レーザ発光素子、３７  レーザ送信波用レンズ、３８  レーザ送信波、３９  レーザ受信波、４０  レーザ受光波用レンズ、４１  レーザ受光部、４２  レーザ受信機、４３  復調回路、４４  受光部駆動装置、４５  赤外線、４６  赤外線用レンズ、４７  赤外線受光部、４８  赤外線受信機、４９  赤外線受光部駆動装置、５０  可視光線、５１  可視光線用レンズ、５２  可視光センサ、５３  可視光受信機、５４  可視光センサ駆動装置、５５  誘導飛しょう体、５６  近接信管送信波、５７  近接信管受信波、５８  周波数ミキサ、５９検波器、６０  近接信管、６１  近接信管送信アンテナ、６２  送信機、６３近接信管受信アンテナ、６４  受信機、６５  目標近接検出回路。
【図１】
0003879236.tif 000007
【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９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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