(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機から発射可能な兵器用の武器システムであって、
ａ）ｉ）ハウジングと、
ｉｉ）上記ハウジングと共に配設され、ＧＰＳ衛星信号を受信して該信号から制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ位置信号を生成すべく作用する制御ユニットＣ／Ａコード全地球測位システム（ＧＰＳ）受信器と、
ｉｉｉ）上記ハウジング内に配設され、ＧＰＳ衛星信号を受信して制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号を生成すべく作用する制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器と、
ｉｖ）上記ハウジング内に配設されると共に上記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ受信器および上記制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器と電気通信し、上記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ位置信号および上記制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号との間の差分に応じてＧＰＳエラー信号を生成すべく作用する爆弾制御プロセッサと、
ｖ）上記ハウジング内に配設されて上記プロセッサと電気通信し、上記兵器の発射の前においてのみＧＰＳエラー信号を送信する送信器と、
を有する爆弾制御ユニットと；
ｂ）ｉ）上記兵器内に配設された内部誘導システムであって、ＧＰＳ衛星信号を受信して該信号から兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ位置信号を生成すべく作用する兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ受信器を有し、兵器の発射の前においてのみＧＰＳエラー信号を受信すると共に兵器の発射の後にのみ上記ＧＰＳエラー信号および上記兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ位置信号に応じてアクチュエータ制御信号を生成すべく構成された内部誘導システムと；
ｉｉ）上記兵器の外側面に沿って配設された少なくとも一個の移動可能な飛行制御翼面と、
ｉｉｉ）上記兵器内に配設されて上記飛行制御翼面と機械的連結されると共に上記誘導システムと電気通信し、上記アクチュエータ制御信号に応じて上記飛行制御翼面を制御すべく作用するアクチュエータ機構と、
を備える、航空機に取付可能な空中発射可能兵器と、
を備える、航空機から発射可能な兵器用の武器システム。
【請求項２】
前記爆弾制御ユニット送信器は兵器の発射の前にＧＰＳエラー信号を送信するＲＦ送信器であり、且つ、上記兵器は上記ＧＰＳエラー信号を受信するＲＦ受信器を備えて成る、請求項１記載の武器システム。
【請求項３】
前記爆弾制御プロセッサは、衛星軌道と、制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ位置信号と制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号との間の差分を示す擬似範囲補正とを有するＧＰＳエラー信号を生成すべく構成される、請求項１記載の武器システム。
【請求項４】
前記爆弾制御ユニットは、前記ハウジング内に配設されて航空機から独立して該爆弾制御ユニットに電力供給すべく作用する内部電源を更に備えて成る、請求項１記載の武器システム。
【請求項５】
前記ハウジングは、前記航空機の搭乗員の脚部に取付けられるべく構成される、請求項１記載の武器システム。
【請求項６】
空中発射可能兵器に取付可能であると共に制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ受信器および制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器から生成されたＲＦ−ＧＰＳエラー信号を送信すべく作用する爆弾制御ユニットと共に使用される尾翼アセンブリであって、
ａ）当該尾翼アセンブリから外方に突出する少なくとも一個の移動可能な飛行制御翼面と、
ｂ）上記尾翼アセンブリ内に配設された誘導システムであって、
ｉ）ＧＰＳ衛星信号を受信して該信号から兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ位置信号を生成すべく構成された兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ受信器と、
ｉｉ）上記兵器の発射の前に上記爆弾制御ユニットから上記ＲＦ−ＧＰＳエラー信号を受信すべく構成された尾翼受信器と、
ｉｉｉ）上記兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ受信器および上記尾翼受信器と電気通信すると共に、上記兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ位置信号および上記ＧＰＳエラー信号に応じて誘導および制御信号を生成すべく作用する誘導制御プロセッサとを有する、
誘導システムと、
ｃ）上記誘導システムと電気通信すると共に上記飛行制御翼面と機械的連結され、上記誘導および制御信号に応じてのみ上記飛行制御翼面を制御すべく構成されたアクチュエータ機構と、
を備える尾翼アセンブリ。
【請求項７】
前記飛行制御翼面は少なくとも３枚の翼板を備えて成る、請求項６記載の尾翼アセンブリ。
【請求項８】
前記ＧＰＳエラー信号は、衛星軌道と、前記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ信号と前記制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号との間の差分を示す擬似範囲補正とを備える、請求項６記載の尾翼アセンブリ。
【請求項９】
前記尾翼アセンブリは前記兵器の発射の前にのみ前記爆弾制御ユニットからＲＦ信号を受信すべく構成される請求項６記載の尾翼アセンブリ。
【請求項１０】
空中発射可能なＧＰＳ誘導式兵器に対する爆弾制御ユニットであって、
ａ）ハウジングと、
ｂ）上記ハウジング内に配設されると共に、ＧＰＳ衛星信号を受信して該信号から制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号を生成すべく作用する制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器と、
ｃ）上記ハウジング内に配設されると共に、ＧＰＳ衛星信号を受信して該信号から制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ位置信号を生成すべく作用する制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ受信器と、
ｄ）上記ハウジング内に配設されて上記制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器および上記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ受信器と電気通信され、上記制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号と上記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ位置信号との間の差分に対応するＧＰＳエラー信号を生成すべく構成された爆弾制御プロセッサと、
ｅ）上記ハウジング内に配設されると共に上記爆弾制御プロセッサと電気通信され、発射の前に上記兵器に対して上記ＧＰＳエラー信号を送信すべく構成された送信器と、
を備えて成る、空中発射可能なＧＰＳ誘導式兵器に対する爆弾制御ユニット。
【請求項１１】
前記爆弾制御ユニットは、前記ハウジング内に配設されて航空機から独立して該爆弾制御ユニットにのみ電力供給を行うべく作用する内部電源を更に備えて成る、請求項１０記載の爆弾制御ユニット。
【請求項１２】
前記ハウジングは搭乗員の脚部に対して取付けられるべく構成される、請求項１０記載の爆弾制御ユニット。
【請求項１３】
前記爆弾制御ユニットは、所望ターゲットにて前記兵器の発射を容易化すべく継続的計算発射ポイント（ＣＣＲＰ）を決定すべく構成される、請求項１０記載の爆弾制御ユニット。
【請求項１４】
前記爆弾制御ユニット送信器は前記兵器の発射の前に前記ＧＰＳエラー信号を送信するＲＦ送信器である、請求項１０記載の爆弾制御ユニット。
【請求項１５】
前記爆弾制御プロセッサは、衛星軌道と、前記制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ信号と前記制御ユニットＰコードＧＰＳ位置信号との間の差分を示す擬似範囲補正とを有するＧＰＳエラー信号を生成すべく構成される、請求項１４記載の爆弾制御ユニット。
【請求項１６】
航空機からターゲットへと兵器を投下する方法であって、
ａ）爆弾制御ユニットＣ／ＡコードＧＰＳ受信器により発射の前に兵器の第１位置を決定する工程と、
ｂ）発射前において爆弾制御ユニットＰコードＧＰＳ受信器により、上記第１位置よりも上記兵器の実際位置に近い上記兵器の第２位置を決定する工程と、
ｃ）上記第１位置および上記第２位置から爆弾制御ユニット・プロセッサにより発射前にＧＰＳエラー信号を生成する工程と、
ｄ）上記ＧＰＳエラー信号を上記兵器に通信する工程と、
ｅ）上記兵器を上記航空機から発射する工程と、
ｆ）上記兵器内に配設された兵器Ｃ／ＡコードＧＰＳ受信器および上記ＧＰＳエラー信号から飛行中兵器位置を決定し、該飛行中兵器位置は上記ＧＰＳエラー信号により改良される工程と、
ｇ）上記飛行中位置から上記ターゲットへと上記兵器を誘導する工程と、
を含む航空機からターゲットへと兵器を投下する方法。
【請求項１７】
前記工程（ｃ）は、前記兵器の発射を容易化すべく前記爆弾制御ユニットにより継続的計算発射ポイント（ＣＣＲＰ）を計算する工程を更に備えて成る、請求項１６記載の方法。
【請求項１８】
第１位置を決定する前に、ターゲット位置を示す情報により前記爆弾制御ユニットを事前プログラムする工程を更に備えて成る、請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
前記工程（ｃ）は、衛星軌道と、前記第１位置と前記第２位置との間の差分を示す擬似範囲補正とを有するＧＰＳエラー信号を生成する工程から成る、請求項１６記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００２】
発明の分野
本発明は例えば爆弾などの兵器（ｍｕｎｉｔｉｏｎ）に関し、より詳細には、コスト効率的な武器システムを提供すべく兵器自体の内部における低コストの民生ＧＰＳ受信器を利用するＧＰＳ誘導式兵器に関する。上記ＧＰＳ誘導式兵器の精度を強化する為に、差分式ＧＰＳ（ＤＧＰＳ）補正プロセスが使用される。本発明の一好適実施例に依れば、既存の非誘導式兵器をＧＰＳ誘導式兵器へと簡素かつ安価に変換するのを促進すべく、アフターマーケット尾翼キットが提供される。自律作動式爆弾制御ユニットに依れば、航空機に対する高価な変更の必要性が排除される。
【０００３】
発明の背景
戦争行為において空中落下式兵器を使用することは公知である。斯かる兵器は典型的には、爆薬が十分に装填された略筒状のハウジングと、爆薬を起爆する為の着発信管及び雷管を有する弾頭と、当該兵器が上記弾頭によりターゲットに衝当して適切な起爆を行うべく偏心状態の間において上記兵器を安定化させる翼板とを備えている。斯かる空中落下式兵器の使用は、敵のターゲットの破壊を促進する一方で不都合な生命の喪失および／または軍用装置の破壊を緩和することにより、戦争行為における相当の利点を提供して来た。
【０００４】
しかし乍ら、当業者であれば理解される如く、所望のターゲットを効果的に破壊する為に従来の兵器は極めて高精度でまたは多数を以て発射せねばならない。故に多くの場合、斯かる兵器を不当な低高度で投下したり不当に多数回の出撃飛行を行う必要がある。従来兵器を所望の高度より低く投下すると、航空機及び乗員は危険な対空砲および地対空ミサイルに晒される。斯かる対空砲および地対空ミサイルの精度は、斯かる低空飛行に依るターゲットへの範囲（航空機の高度）の減少により相当に強化される。この故に、低高度爆撃は極めて危険であり、行われることは極めて希である。勿論、不当に多数回の出撃飛行を行うことは高価であると共に時間を消費し、対空砲および地対空ミサイルなどの防空兵器に対して航空機および乗員を反復的に晒すことになる。
【０００５】
然るに、対空砲および／または地上発射ミサイルの効率を実質的に緩和すべく斯かる従来兵器を十分な高度から投下する際に不可避の精度欠如を補償すべく、多数回の出撃飛行が行われねばならない。これは、ターゲットに対して斯かる従来兵器を多数投入することにより斯かる高高度爆撃の低精度を補償し、その結果としてターゲットの破壊可能性を増大するために行われる。
【０００６】
特に高高度から投下するときに地上ターゲットを信頼性を以て破壊する上で従来兵器の欠点を克服せんとして、スマート兵器が開発された。斯かるスマート兵器は、該兵器を所望ターゲットへと操縦する誘導飛行制御システムを利用する。上記誘導システムは兵器の現在位置およびターゲットの位置に基づいて制御翼面に対し制御信号を提供することから、制御翼面は兵器をターゲットへと操縦する。斯かる誘導システムは公知の原理に従って作動すると共に、レーザ誘導、赤外線誘導および／またはレーダなどの技術を利用するのが典型的である。故に、斯かる誘導式兵器は、十分な高度における航空機飛行を行い対空砲および／または地上発射ミサイルの実効性を相当に緩和すると共に、これを相当に少ない回数の出撃で行うことにより、敵方ターゲットの確実な破壊を促進する。
【０００７】
種々の兵器を所期ターゲットへと誘導する全地球測位システム（ＧＰＳ）を使用することも公知である。複数ＧＰＳ衛星配置法は、地球の表面上のいずれかにおける適切な受信器もしくはステーションに対して正確なナビゲーション情報および位置固定を提供すべく、実施過程または計画段階にある。これらのＧＰＳシステムの中でも、米国政府が遂行している航行衛星タイミングおよび測距式全地球測位システム“ＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳ”、前のソビエト連邦の政府により計画された“ＧＬＯＮＡＳＳ”システム、及び、“ＮＡＶＳＡＴ”及び“ＧＲＡＮＡＳ”として公知の２つの欧州システムは現在開発中である。記述を容易化する為に以下の説明および開示はＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳの特徴およびその使用法に対して特に焦点を当てるが、本発明は他の全地球測位システムに対しても等しい適用性を有することは理解される。
【０００８】
上記の米国政府が遂行しているＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳは、６個の別個の円形軌道の各々に存在する４個の周回ＧＰＳ衛星を有することにより合計で２４個のＧＰＳ衛星を構成し、２１個が作動して３個は予備の役割を果たすべく設計される。而して、衛星軌道は極軌道でも赤道軌道でも無く、相互に傾斜した平面内に存し、且つ、各衛星軌道は略々１２時間毎に１度だけ地球を軌道周回し、地球が１回転する間に厳密に２回の軌道周回を完了する。この配置構成により、全世界において終日２４時間に亙り同一の視界内に少なくとも４個の衛星が到来する。任意の所定時刻における各衛星の位置は正確に認識されると共に、航行信号は地球に対して継続的に送信され、時間（ＧＰＳ時間）に関する宇宙での衛星の位置を示す位置情報を提供する。この位置情報は、天体位置（ｅｐｈｅｍｅｒｉｓ）データとして公知である。上記天体位置データに加え、各衛星から送信された航行信号は、信号が送信された正確な時刻の表示を含んでいる。故に、航行信号の受信器と送信衛星との間の距離もしくは範囲は、この時刻表示を使用して：１）受信器にて信号が受信された時刻を認識し；２）伝播時間遅延すなわち送信時刻と受信時刻との間の差を計算し、３）該遅延に対して信号の伝播速度を乗算することにより、決定され得る。この決定の結果は、送信衛星から受信器までの“擬似範囲（ｐｓｅｕｄｏ−ｒａｎｇｅ）”を与える。この範囲が“擬似範囲”と称されるのは、ＧＰＳ時間と正確に同期されていない受信器クロック、および、大気を介した航行信号の伝播により航行信号の伝播時間に導入される遅延などの要因に依り誤差が生ずるからである。これらの誤差は夫々、クロック・バイアス（エラー）および大気バイアス（エラー）に帰着し、クロック・バイアスは数ミリ秒にも達し得る。いずれにしても、少なくとも４個の衛星からの航行信号すなわち天体位置データと擬似範囲との２つの情報を使用すれば、地球の中心に関する受信器の位置および時刻が受動的三角測量技術を使用して決定され得る。
【０００９】
ＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳに関する更に詳細な論議は、１９８３年１０月発行のＩＥＥＥ会報、第７１巻において“ＮＡＶＩＳＴＡＲ：全地球測位システム−１０年後”と称されたビー・ダブリュ・パーキンソン（Ｂ．Ｗ．Ｐａｒｋｉｎｓｏｎ）およびエス・ダブリュ・ギルバート（Ｓ．Ｗ．Ｇｉｌｂｅｒｔ）による論文、および、カリフォルニア州、サニーベイルのトリンブル・ナビゲーション社（Ｔｒｉｍｂｌｅ  Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ  Ｌｔｄ．）により発行された“ＧＰＳ：次世代設備への案内”というテキストに見られるが、両者ともに言及したことにより援用する。
【００１０】
上記ＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳは、擬似ランダム信号を伝播する搬送波に対する２つのタイプのコード変調を想定している。第１のタイプである“概略／獲得”コードにおいて、搬送波は“Ｃ／Ａ信号”により変調され、Ｃ／Ａコードおよび“標準測位サービス”（ＳＰＳ）と称される。第２のタイプの変調は一般的に、“精細”もしくは“プロテクテド”（Ｐ）コードと称され、“精細測位サービス”（ＰＰＳ）とも称される。Ｐコードの暗号化バージョンすなわちＹコードは、米国政府により特に許可された地上受信器のみによる使用を企図していることから、Ｙコード系列は機密が保持されると共に公衆は利用できない。これにより、ＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳのユーザは更にＣ／Ａコード変調に依るデータのみに依存することを強いられ、遺憾乍ら低精度の測位システムに帰着する。しかも米国政府は、クロック・パラメータを変更することにより、ＧＰＳ衛星から送信されつつあるＣ／ＡコードＧＰＳ信号にエラーを導入することによりＧＰＳデータを選択的に攪乱しており、すなわち、一個以上の衛星に対するクロック・パラメータが、衛星クロックの位相および周波数の意図的ディザリングにより僅かにまたは相当に変更され、この手法は“選択的利用性”もしくは単にＳＡとして公知である。ＳＡは種々の理由により現実活用されるが、例えば国防総省はそれを国家安全保障に活用することもある。ＳＡが活用されるとしても米国政府は依然としてＮＡＶＳＴＡＲ  ＧＰＳを使用し得る、と言うのも、米国政府はＳＡ効果を除去する補償手段を利用し得るからである。しかし乍ら未補償のＣ／Ａコード・データは相当に低精度であり、すなわち、劣化され得る。以上の差異に鑑みた場合、Ｃ／Ａコード変調受信器は“民間もしくは市民用”受信器もしくはセットと称され、Ｙコード変調受信器は軍用受信器もしくはセットと称される。一般化を目的とし、本明細書中における“民間”受信器への言及は変更されたもしくは劣化された精度のＧＰＳ受信器またはセットを示し、且つ、“軍用”受信器は高精度ＧＰＳ受信器またはセットを示すものとする。
【００１１】
ＧＰＳの多くの用途において、ユーザは精細測位サービス（ＰＰＳ）精度を与える暗号キーを利用し得るが、自動車もしくは消耗的車両などにおいては民間ＧＰＳ受信器を使用してコストおよび複雑さを減少するのが望ましい。これは、消耗的車両、または、一定の形式の発射機から打ち上げられる兵器に特に該当する。もしユーザがＰＰＳに対して許可を受けていれば、発射機にては消耗的車両における民間用セットよりも相当に正確な軍用ＧＰＳ受信器を有し得る。
【００１２】
高精度の民間ＧＰＳ用途に対しては差分式ＧＰＳ（ＤＧＰＳ）補正プロセスが利用可能であるが、これは、固定測量アンテナ座標を使用すると共に、殆どリアルタイムで地上局から到来する修正を必要とする。典型的な民間ＧＰＳ受信器は本来的に精度制限を有するが、これは主として、上述した米国国防総省により信号中に導入された意図的劣化に依るものであり、この制限はＤＧＰＳプロセスにより除去され得る。上述の如く一般的には標準測位サービスもしくはＳＰＳと称される民間ＧＰＳ受信器の精度は、差分補正がなければ１００メータより良好と特定される。精度制限の一定のものは、電離層遅延に依るエラーの測定を防止する単一周波数の使用と、更に正確な精細Ｐ（Ｙ）コードの代わりに概略／獲得（Ｃ／Ａ）コードの使用とに依るが、精度制限に対して主に寄与するものは、衛星クロックの位相および周波数の意図的ディザリング、すなわち、ＳＡである。軍用セットは、暗号キーを使用することにより許可ユーザのみが利用可能なデータを使用したアルゴリズムによりＳＡエラーを除去する。これに加え、軍用受信器のユーザは、電離層遅延の測定および該遅延の補償を許容する第２周波数を追尾し得る。
【００１３】
斯かる誘導式兵器は極めて正確であり高高度から投下されたときに地上の敵方ターゲットを破壊する上で極めて効果的であるが、極めて高価であるという本来的欠点を有している。誘導式兵器自体が従来のすなわち非誘導式兵器よりも相当に高価であるだけでなく、誘導式兵器を投下する航空機は誘導式兵器に対処すべく多大で極めて高価な変更を受けねばならない。典型的には、コックピット内には付加的な航空電子機器および制御装置が必要であり、コックピットから爆弾取付部すなわちパイロンまで配線を配備せねばならず、且つ、誘導式兵器に対しては所定兵器に特有の電気的および機械的インタフェースが配備されねばならない。斯かる誘導式兵器は高価であることから、極めて高度な戦略価値を有するターゲットに対してのみ使用すべく保存されるのが典型的である。
【００１４】
上記に鑑みた場合、従来の兵器に関して増大した精度を有し乍らも誘導式兵器よりは相当に安価である例えば空中落下式兵器などの兵器を提供するのが望ましい。
【００１５】
発明の要約
本発明は特に先行技術に伴う上述の欠点に対処してこれを緩和するものである。より詳細には、本発明は爆弾などの兵器に対する尾翼アセンブリを備えて成る。本明細書中で使用された兵器という語句は爆弾、ミサイル、砲弾などを包含すべく定義される。上記尾翼アセンブリは、上記兵器に対して取付けられるべく配置構成されたハウジングと、少なくとも一個の飛行制御翼面、上記兵器の誘導を促進すべく上記飛行制御翼面の移動を実施するアクチュエータ機構、および、該アクチュエータ機構を制御する誘導システムを備えて成る。上記誘導システムは、上記アクチュエータ機構の制御を実施する全地球測位システム（ＧＰＳ）受信器を備えて成る。
【００１６】
本発明の好適実施例に依れば、上記誘導システムは民生ＧＰＳ受信器を備えて成る。上記尾翼アセンブリは更に、航空機から制御信号を受信する為の無線受信器を備えて成る。好適には、上記飛行制御翼面は少なくとも３枚の翼板、好適には４枚の翼板を備えて成る。
【００１７】
更に、本発明は航空機を備えた武器システムから成る。航空機に発射可能に取付けられると共にアクチュエータ機構および上述の誘導システムとを備える兵器、及び、上記兵器と通信することにより上記兵器のＧＰＳシステムの精度を増大する誘導情報を上記兵器に提供する爆弾制御ユニットである。
【００１８】
上記爆弾制御ユニットは、兵器のＧＰＳ受信器よりも大きな精度を有するＧＰＳ受信器を備えて成る。本発明の一好適実施例に依れば、上記爆弾制御ユニットは軍用ＧＰＳ受信器を備え、上記兵器は民生ＧＰＳ受信器を備える。本発明の代替的形態に依れば、上記爆弾制御ユニットは軍用および民生ＧＰＳ受信器の両者を備え、且つ、上記兵器は民生ＧＰＳ受信器のみを備える。
【００１９】
もし上記爆弾制御ユニットが軍用ＧＰＳ受信器のみを備えるのであれば、発射時点において上記軍用ＧＰＳ受信器から上記ＧＰＳ誘導式兵器に対して更に正確な位置情報を提供することによりその誘導システムの精度を増大することにより上記ＧＰＳ誘導式兵器の精度は増大される。
【００２０】
もし上記爆弾制御ユニットが軍用および民生ＧＰＳ受信器の両者を備えれば、上記軍用および民生ＧＰＳ受信器により示された位置の間の差分を反映するオフセットもしくはエラー信号が生成され、これらのオフセットは次にＧＰＳ誘導式兵器の精度を増大すべく該ＧＰＳ誘導式兵器へと送信される。
【００２１】
代替的に、もし爆弾制御ユニットが軍用ＧＰＳ受信器のみを含むのであれば、斯かるオフセットはＧＰＳ誘導式兵器の民生ＧＰＳ受信器に関して選択的に生成され得ると共に、これらのオフセットは次に上記爆弾制御ユニットにより上記ＧＰＳ誘導式兵器へと提供される。
【００２２】
本発明のＧＰＳ誘導式兵器は、ＭＫ８２  ５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾などの既存の兵器に対するアフターマーケット付加として使用されるべき尾翼キットのいずれかとして実施され得る。代替的に、本発明のＧＰＳ誘導式兵器は、ＧＰＳ誘導システムと、それと一体的に形成された本発明の飛行制御システムとを有する爆弾もしくは他の兵器から成り得る。
【００２３】
当業者であれば理解される如く、本発明のＧＰＳ誘導式兵器が尾翼キットとして実施されたとき、ＭＫ８２  ５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾の元の尾翼などの兵器の元の尾翼は除去されて本発明の尾翼キットと交換されねばならない。
【００２４】
上記爆弾制御ユニットは無線送信器を備えると共に、上記兵器は無線受信器を備えることにより、航空機に対する変更、すなわち高価な配線などを必要とせずに上記爆弾制御ユニットは上記ＧＰＳ誘導式兵器に対して制御および誘導情報を送信し得る。選択的に、上記ＧＰＳ誘導式兵器は該ＧＰＳ誘導式兵器から上記爆弾制御ユニットへと準備完了信号などの情報を送信する無線送信器を備える。この場合、上記爆弾制御ユニットが斯かる情報を受信する受信器を備えるべきことは当然である。
【００２５】
更に、本発明の好適実施例に依れば上記爆弾制御ユニットは、航空機に対する電力もしくは他の一切の接続を要しないという全体的自律式装置であり、このことは、航空機に対する変更なしで本発明のＧＰＳ誘導式兵器を使用するのを容易化する。故に、上記兵器を機械的互換性のあるパイロンもしくは爆弾発射機構に積載すると共に、好適には搭乗員の脚部に対して緊縛される爆弾制御ユニットをパイロットもしくは他の搭乗員に配備するだけで、本発明のＧＰＳ誘導式兵器は既存の種々の航空機に利用され得る。故に、航空機の電気的もしくは機械的な変更は不要である。
【００２６】
本発明の好適実施例に依れば上記ＧＰＳ誘導式兵器は、ＧＰＳ誘導式兵器の適切な飛行制御を容易化すべくＧＰＳ誘導式兵器のロール姿勢の変化を検知する為に少なくともロール速度ジャイロスコープを備えた慣性誘導システムを更に備えて成る。
【００２７】
本発明のＧＰＳ誘導式兵器の代替的形態に依れば、上記ＧＰＳ誘導式兵器は該ＧＰＳ誘導式兵器の民生ＧＰＳ受信器に対する２個のアンテナを備えて成る。夫々のアンテナはＧＰＳ誘導式兵器の２枚の異なる翼板の各々に配設され、切換回路は２個のアンテナの各々へのＧＰＳ受信器の接続を順次に変更する。故に、２個のアンテナの使用は兵器のロール姿勢の決定を容易化することによりロール速度ジャイロスコープの必要性を回避する。
【００２８】
本発明のこれらのおよび他の利点は、以下の説明および図面から更に明らかとなろう。図示かつ記述された特定構造の変更は、本発明の精神を逸脱すること無く請求の範囲の範囲内で行われ得る。
【００２９】
好適発明の詳細な説明
添付図面に関して以下に示される詳細な説明は、本発明の現在における好適実施例の説明を企図しており、本発明が構成もしくは利用され得る唯一の形態を示すことを企図するものでは無い。この説明は、図示実施例に関して発明を構成して作動させる為の機能および一連の段階を示している。但し、本発明の精神および範囲に包含されることが企図された別実施例により同一もしくは同等の機能が達成され得ることは理解される。
【００３０】
本発明の好適実施例に依れば、民生ＧＰＳ受信器を含む尾翼キットは発射の後における兵器の操縦を容易化する。（民生ＧＰＳ受信器を有する）ＧＰＳ誘導式兵器の精度は、航空機内に配設された軍用ＧＰＳ受信器から位置更新および／またはエラー信号を提供することにより増大される。上記軍用ＧＰＳ受信器は好適には、航空機のコスト高な変更の必要性を緩和すべく、搭乗員の脚部に緊縛される。
【００３１】
本発明のＧＰＳ誘導式兵器は、本発明の現在の好適実施例を示す図１乃至図１７に示されている。図１を参照すると、そのコックピット内に配設された本発明に係る爆弾制御ユニット（図３に示されたＢＣＵ）を有すると共に少なくとも一個のＧＰＳ誘導式兵器を担持する航空機１０は、爆撃指令に関する４つの異なる位置Ａ、Ｂ、ＣおよびＤにて示されている。位置Ａにおいて航空機１０は予備指令の間で示されており、適切な軍用ＧＰＳコードが爆弾制御ユニット内にロードされる。
【００３２】
当業者であれば理解される如く、暗号化鍵を準備して軍用ＧＰＳ受信器を適切に機能させねばならない。ターゲット座標および爆弾タイプも予備指令の間にロードされるのが典型的である。所望であれば、ターゲット座標はこの時点において上記爆弾制御ユニットから爆弾へと転送され得る。代替的に、上記ターゲット座標は典型的にはパーソナルコンピュータを介して兵器内に直接的にロードされ得る。
【００３３】
位置Ｂにおいて航空機１０はＧＰＳ獲得段階に在り、航空機１０はその位置を正確に定義すべく軍用精度ＧＰＳデータを受信する。これは典型的には、２５分以上の対ターゲット時間（ＴＯＴ）にて生ずる。この時点において、航空機１０内の軍用ＧＰＳ受信器およびＧＰＳ誘導式兵器１２内の民生ＧＰＳ受信器は両者ともに、ＧＰＳ衛星１４からの位置更新を受信する（明確化の為に図１では１個のＧＰＳ衛星のみが示されている）。
【００３４】
位置Ｃにおいて航空機１０は、兵器発射の約２〜３分前に生ずるのが典型的である発射前モードに在る。この時点において上記爆弾制御ユニットはＣＣＲＰ（継続的計算発射ポイント）、ＣＣＩＰ（継続的演算衝当ポイント）及び航空機位置および機首方位指令を計算する。
【００３５】
発射前の間において、パイロットはＣＣＲＰ／ラインへと飛行して水平飛行すなわち５°以下のロールを維持する。
ロールは最小化するのが望ましい、と言うのも、発射時点における航空機１０のロール姿勢は発射されつつあるＧＰＳ誘導式兵器１２のロール姿勢に相当に影響し、且つ、発射されたＧＰＳ誘導式兵器１２のロール姿勢はその精度に対して相当に影響するからである。
【００３６】
ＧＰＳ誘導式兵器１２の精度はロールにより影響される、と言うのも、ターゲットに向けてＧＰＳ誘導式兵器１２を誘導すべく利用されるべき飛行制御翼面はＧＰＳ誘導式兵器１２のロール姿勢に依存するからである。すなわち、ＧＰＳ誘導式兵器１２が第１ロール姿勢にあるときに該ＧＰＳ誘導式兵器１２の右旋回を行う為に利用される翼板は、ＧＰＳ誘導式兵器１２が第２ロール姿勢にあるときに利用される翼板とは異なるのが典型的である。上記ＧＰＳ誘導式兵器１２のロール姿勢は好適にはロール速度ジャイロスコープを備える基本的慣性誘導システムにより監視されるが、当業者であれば、斯かる慣性誘導システムは不当なエラーを付加的に導入することを理解し得よう。故に、斯かる付加的なエラーを最小化する為には、発射の時点で航空機１０を概略的に水平姿勢に維持するのが望ましい。この様にすれば、正確な誘導の為にＧＰＳ誘導式兵器１２の誘導システムは、ロール速度ジャイロスコープに依存する度合いが少なくなる。
【００３７】
発射領域（ｌａｕｎｃｈ  ｂａｓｋｅｔ）１８においては、一個以上のＧＰＳ誘導式兵器１２が航空機１０から発射される。兵器１２のＧＰＳ誘導により提供される付加的精度の故に、兵器１２は所望の精度を維持し乍ら相当の高高度にて発射され得る。上記兵器１２の斯かる高高度の発射に依れば、乗員および航空機１０に対して相当に増大された安全性が与えられることにより、任務帰還性を相当に増大する。
【００３８】
本発明の好適実施例に依れば、コストをそれほど増大することなく兵器の精度は相当に増大される。これは、民生ＧＰＳ受信器（図６の７４）および兵器１２を利用することにより達成される。当業者であれば理解される如く、民生ＧＰＳ受信器は軍用ＧＰＳ受信器よりも相当に安価である。故に、軍用ＧＰＳ受信器はＧＰＳ誘導式兵器に対して大きな精度を提供するが、以下に詳述される如く爆弾制御ユニット２４内における軍用ＧＰＳ受信器との通信を維持することにより民生ＧＰＳ受信器の精度が相当に増大されるという本発明の方法に従って民生ＧＰＳ受信器を使用すれば十分な精度が獲得される。
【００３９】
故に、斯かるＧＰＳ誘導式兵器１２を使用することにより、不正確な非誘導式自由落下兵器すなわち爆弾と、レーザ誘導式のスマート爆弾などの高価な誘導式兵器との間の所望の折衷策が提供される。当業者であれば理解される様にターゲットの破壊を確かなものとすべく、非誘導式爆弾の使用は本来的に多数の爆弾を伴い、典型的には多数回の出撃を要する。非誘導式兵器の使用はまた、ターゲットの破壊を確かなものとすべく、相当に危険な低高度発射を必要とすることもある。
【００４０】
スマート爆弾などの誘導式兵器の使用は極めてコスト高であることから、最も戦略的なターゲットに対してのみ使用すべく保存されるのが典型的である。
本発明はコストと実効性との間の所望の折衷策を提供する。本発明に依れば、兵器に対する低コストの変更と、航空機の変更を要しない爆弾制御ユニットの使用とにより兵器の精度は増大され、所望のターゲットを効果的に破壊する為に必要な出撃の回数は相当に減少される。
【００４１】
本発明の好適実施例に依れば、発射前段階の間においては継続的演算衝当ポイント（ＣＣＩＰ）が提供される。継続的演算衝当ポイントがターゲットと一致したときには、所望のＧＰＳ誘導式兵器が発射される。この様にすればＧＰＳ誘導式兵器１２の弾道は、ターゲットへの正確な衝当を確かなものとすべく兵器１２のＧＰＳ誘導システムが必要とする補正が最小限になる如きものである。
【００４２】
本発明の好適実施例に依ればＧＰＳ誘導式兵器１２は、手動で、すなわち弾丸スィッチの起動により発射され、航空機に対する高価な変更の要件を緩和する。しかし乍ら当業者であれば理解される如く、所望であれば上記ＧＰＳ誘導式兵器１２は、航空機の電気機械的な爆弾発射機構と爆弾制御ユニット２４との間に電気通信を配備することにより自動的に発射され得る。
【００４３】
斯かる高高度発射に対する対ターゲット時間（ＴＯＴ）は典型的に０．５〜１．０分である。本発明の好適実施例に依れば、上記爆弾制御ユニットは発射に対するカウント・ダウンを提供する。上述の如く、上記兵器は搭乗員により手動発射されるか、代替的に、上記継続的演算衝当ポイント（ＣＣＩＰ）がターゲットと一致したときに上記爆弾制御ユニットにより自動的に発射され得る。
【００４４】
一旦発射されたなら、上記兵器１２のＧＰＳ誘導システムは該兵器１２をターゲット２０へと誘導する。故に本発明の兵器１２は、非誘導式兵器の場合の様に発射の精度もしくはタイミング、風力状態などによりターゲットを外すことはない。
【００４５】
この時点において航空機１０は、（不図示の）地上送信器または別の航空機１６のいずれかから飛行中ターゲット更新を選択的に受信しても良い。斯かる飛行中ターゲット更新は、搭乗員に対して送信されてから搭乗員により爆弾制御ユニットを介してＧＰＳ誘導式兵器へと送信されるか、または選択的に、地上送信器もしくは航空機１６から直接的にＧＰＳ誘導式兵器へと送信され得る。当業者であれば理解される如く、ＧＰＳ誘導式兵器のターゲット座標を変更する送信器の権限を照合すべく、種々の異なる暗号化および／または認証方法が使用され得る。勿論、単一の航空機上に本発明のＧＰＳ誘導式兵器が一個以上担持されても良い。この場合、複数のＧＰＳ誘導式兵器の各々とのインタフェースとして単一の爆弾制御ユニットが好適に利用される。但し、所望に応じて２個以上の別体の爆弾制御ユニットが選択的に利用され得る。
【００４６】
図２は、単一の航空機１０による単一のターゲット２０に対する複数のＧＰＳ誘導式兵器１２の発射、および、単一の航空機１０による複数のターゲット２０ａ〜２０ｃに対する複数のＧＰＳ誘導式兵器１２の発射を示している。本発明に係るＧＰＳ誘導式兵器は、単一の航空機１０から発射された複数のＧＰＳ誘導式兵器１２による単一のターゲット２０の正確な爆撃を促進する。上記ＧＰＳ誘導式兵器１２のＧＰＳ誘導システムは種々の継続的演算衝当ポイント（ＣＣＩＰ）に対応する種々の時刻における発射により導入される兵器１２の弾道におけるエラーを補正することから、ＧＰＳ兵器の精度は増大される。
【００４７】
本発明のＧＰＳ誘導式兵器はまた、単一の行程すなわち爆撃行程の間における複数のターゲットの爆撃を促進する。当業者であれば理解される如く、近接離間された複数のターゲットが爆撃されるべき場合は、各兵器を個々に正確に発射するに必要な時間を与えるべく複数の行程を要するのが典型的である。しかし乍ら本発明のＧＰＳ誘導式兵器が利用される場合は兵器が発射される精度は殆ど重要で無い、と言うのも、上記ＧＰＳ誘導システムは斯かるエラーを補償するからである。故に、斯かる複数の別体のＧＰＳ誘導式兵器１２は夫々のターゲット２０ａ乃至２０ｃへと個々に誘導される。これは近接離間された複数ターゲットの破壊に必要な爆撃行程の回数を減少することにより、乗員および航空機の帰還性を相当に増大する。
【００４８】
次に図３を参照すると、上記ＧＰＳ誘導式兵器は好適には尾翼キット２２が設置された爆弾から成る。本発明の好適実施例に依れば、上記尾翼キットは特にＭＫ８２／ＥＵ２  ５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾への取付け用に設計される。当業者であれば理解される如く、ＭＫ８２／ＥＵ２は標準兵器であり、世界中の相当の部分において一般的に使用されている。この様に本発明の尾翼キット２２は、標準的５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾を比較的に正確な兵器へと変換すべく容易に使用される低コストの手段を提供する。
【００４９】
上記ＢＣＵ２４は、パイロット２６などの搭乗員に対して好適には一方の脚部に対してストラップ２８を介して取付けられた携帯式の自律式装置から成る。故に上記爆弾制御ユニット２４は、そのディスプレイ３０の容易な読取りと容易な使用の為に位置せしめられる。
【００５０】
上記爆弾制御ユニット２４は、その組込式の軍用ＧＰＳ受信器を介してＧＰＳ誘導式兵器１２に対する正確な位置更新を促進する為のＧＰＳアンテナ３２を備えて成る。上記爆弾制御ユニット２４はまたＧＰＳ誘導式兵器との通信リンク３４を備え、これにより、民生ＧＰＳ受信器を備えると共に例えばＧＰＳ誘導式兵器の発射などの制御を促進する誘導システムの強化を促進する。
【００５１】
キー・パッド３８は、ターゲット座標、制御コードなどの入力を容易化する。選択的に上記爆弾制御ユニット２４は更に、軍用ＧＰＳ受信器の使用に必要な暗号化鍵の入力を容易化する為のＫＹＫ−１３入力３６を備えて成る。兵器ＩＤスィッチ４０は好適には、航空機１０に積載された複数の兵器のいずれが特定時刻に通信されるべきかを選択する為のセレクタ・スィッチを備えて成る。故に、例えばパイロット２６は兵器ＩＤスィッチ４０を所望のＧＰＳ誘導式兵器１２へとセットし、ターゲット座標を入力するだけである。
【００５２】
ＧＰＳ誘導式兵器１２が地上に在る間、尾翼キット２２を試験すべくパーソナルコンピュータ４２が好適に利用される。該パーソナルコンピュータ４２はまた、所望であれば尾翼キット２２の誘導システムに対してターゲット座標をアップロードする為にも利用され得る。
【００５３】
図４を参照すると航空機１０は、爆弾制御ユニット２４の一部もしくはそれとは別体的であると共に航空機１０の一部に機械的に取付けられて配線を介して爆弾制御ユニット２４に接続されたＧＰＳアンテナ４４を有している。爆弾制御ユニット無線周波数リンク・アンテナ４６もまた同様に爆弾制御ユニット２４自体の一部とされ、又は、航空機１０に取付けられてから配線を介して爆弾制御ユニット２４へと接続され得る。
【００５４】
上記ＧＰＳ誘導式兵器１２はまた、ＧＰＳアンテナ４８および爆弾制御ユニットＲＦリンクアンテナ５０を備えて成る。上記爆弾制御ユニットのＧＰＳアンテナ４４は、その軍用受信器および民生受信器の作動を促進する。ＧＰＳ誘導式兵器１２のＧＰＳ受信器およびＧＰＳアンテナ４８は、その民生ＧＰＳ受信器の作動を促進する。上記航空機１０の爆弾制御ユニット無線周波数リンク・アンテナ４６およびＧＰＳ誘導式兵器１２の兵器ユニットＲＦリンクアンテナ５０は、ＧＰＳ誘導式兵器１２に対する爆弾制御ユニット２４の通信を促進する。
【００５５】
本発明のひとつの好適形態に依れば、上記爆弾制御ユニットは軍用ＧＰＳ受信器および民生ＧＰＳ受信器の両者を備え、その各々は共通のＧＰＳアンテナを共有することにより、軍用および民生ＧＰＳ受信器の間の差異もしくはエラーは容易にコンピュータ処理されてからＧＰＳ誘導式兵器１２へと送信される。本発明の代替的形態においては、軍用ＧＰＳ受信器のみが爆弾制御ユニット２４内に収納されると共に、エラーはその軍用ＧＰＳ受信器とＧＰＳ誘導式兵器１２の民生ＧＰＳ受信器との間で計算される。
【００５６】
次に図５を参照すると、ＧＰＳ誘導式兵器１２の照合および試験機能５２、指令データロード機能５４、および飛行機能５６が更に詳細に示されている。上記照合および試験機能５２は、電源５８からＧＰＳ誘導式兵器１２へと電力を提供すると共に、パーソナルコンピュータ４２からＧＰＳ誘導式兵器１２へとターゲット指定および／または制御信号を提供する。上記爆弾制御ユニット２４はパーソナルコンピュータ４２と通信し、爆弾制御ユニット２４の可聴出力の適切な作動を照合すべく爆弾制御ユニット２４からパーソナルコンピュータ４２へと可聴リンクを提供する。上記可聴リンクは好適には可聴音を提供することにより、継続的演算衝当ポイント（ＣＣＩＰ）の開始、兵器発射、および、試験の間における兵器衝突シミュレーションなどの種々の条件をパイロット２６に表示する。上記可聴リンクは典型的には、ロール速度ジャイロスコープの較正を行うと共にＧＰＳ誘導式兵器の発射時に該ＧＰＳ誘導式兵器のロールを最小化すべく、発射の直前において安定かつ水平飛行を行う時点をパイロットに対して示す為に使用される。
【００５７】
指令データロード５４の間、キーボード入力またはフロッピー・ディスク、ネットワークなどのいずれかを介して指令を既に受信したパーソナルコンピュータ４２は、爆弾制御ユニット２４への指令データのロードを促進する。選択的に、パーソナルコンピュータ４２はＧＰＳ誘導式兵器１２に対して直接的に指令データをアップロードしても良い。
【００５８】
飛行機能５６の間にＧＰＳ誘導式兵器１２は、該ＧＰＳ誘導式兵器１２内の民生ＧＰＳ受信器に対してＧＰＳ信号を提供するＧＰＳアンテナ４８を介して民生ＧＰＳ位置データを受信すると共に、爆弾制御ユニット２４から好適にはＵＦＨ無線信号６０である無線信号を受信する。
【００５９】
次に図６を参照すると、典型的には航空機１０に配設された爆弾制御ユニット２４は、軍用ＧＰＳ受信器６２と電気通信するＧＰＳアンテナ４４を備えて成る。軍用ＧＰＳ受信器６２は、ディスプレイ６６に対する軍用ＧＰＳ受信器６２の出力を処理するプロセッサ６４と通信状態にある。上記爆弾制御ユニット２４は既存の航空機無線６８と通信状態にあるが、該航空機無線６８は、上記ＧＰＳ誘導式兵器に対するターゲット座標の通信と、ＧＰＳ誘導式兵器１２から爆弾制御ユニット２４への発射準備完了信号の通信とを促進すべく選択的に利用され得るものである。代替的に、爆弾制御ユニット２４は自律作動無線を含む。
【００６０】
上記ＧＰＳ誘導式兵器１２は、地上において該ＧＰＳ誘導式兵器１２に対する試験とターゲット座標の選択的アップロードとを促進するデータ・インタフェースおよび地上電源ポート７０を備えている。
【００６１】
兵器発射センサ７２は、ＧＰＳ誘導式兵器１２が航空機から発射されたことを乗員に示す。ＧＰＳアンテナ４８は衛星１４からＧＰＳ信号を受信して該ＧＰＳ信号を民生ＧＰＳ受信器７４へと提供する。該民生ＧＰＳ受信器７４は、例えばロール速度ジャイロスコープなどの慣性誘導センサなどのセンサ７８と電気通信する制御電子機器７６に対して出力を提供する。制御電子機器７６はまた、例えば翼板などの飛行制御翼面の移動を行うことによりターゲットへのＧＰＳ誘導式兵器１２の操縦を促進する為の制御アクチュエータ８０とも電気通信する。
【００６２】
熱電池８２および／または例えばラム・タービンなどの発電器８４は、ＧＰＳ誘導式兵器１２に対して電力を提供する。
同一の飛行機上における複数の異なるＧＰＳ誘導式兵器１２と共にひとつの爆弾制御ユニット１０が利用される様に、且つ、異なる飛行機の爆弾制御ユニット同士が各々の兵器と干渉しない様に、好適にはＧＰＳ誘導式兵器の外部に配置された兵器ＩＤスィッチ８６はその特定のＧＰＳ誘導式兵器１２と爆弾制御ユニット１０との間の無線通信チャネルを決定する。
【００６３】
図６に示された設計態様は航空機データ・バスを要しないことを銘記することは重要である。しかし乍ら、航空機データ・バスが利用し得るのであれば、図７の配置構成が代替的に利用され得る。図７に示された如く、航空機翼９０からは兵器パイロン８８が垂下している。兵器パイロン８８には、ＤＩＧＩＢＵＳ  １５５３または１７６０インタフェースが含まれている。この場合にパイロン・アダプタ９２は、バス・コンバータ９４と、航空機に対して兵器を一意的に識別する航空機コード９８を利用する無線９６とを備えて成る。以前と同様に無線アンテナ４７は、航空機１０とＧＰＳ誘導式兵器１２との間の電気通信を提供する。
【００６４】
図８を参照すると、爆弾制御ユニット２４の軍用ＧＰＳ受信器６２は、爆弾制御ユニット・プロセッサ１０２のバイアス較正回路１００に対して位置および速度出力を提供する。上述の如く、本発明の一好適実施例に依れば爆弾制御ユニット２４は、爆弾制御ユニット・プロセッサ１０２のバイアス較正回路１００に対して擬似範囲を提供する民生ＧＰＳ受信器６３も備えている。その場合にバイアス較正回路１００は、ＧＰＳ誘導式兵器１２のＧＰＳ誘導の精度を増大すべく、尾翼キット２２の最小自乗（ＬＳＱ）位置固定回路１０４に対してバイアスもしくはエラー信号を提供する。軍用ＧＰＳ受信器６２からの位置および速度情報は軍用受信器６２から所定ゲイン・カルマン・フィルタ１０６へと選択的に直接的に提供されることにより、そのフィルタ性能を強化してＧＰＳ誘導式兵器１２の発射の後における強化精度を提供しても良い。ナビゲーション状態外挿器１０８は、上記誘導および制御システムに対して位置および速度情報を提供する。
【００６５】
選択的に、ナビゲーション状態外挿およびフィルタリングを助力すべく慣性誘導システムから制御加速度計概算が提供される。
図９を参照すると、本発明のＧＰＳ誘導式兵器が利用される典型的な出撃もしくは爆撃指令は、離陸前１１０、離陸１１２、発射ポイント近傍へのナビゲーション１１４、発射ポイント接近１１６、発射準備１１８、兵器分離１２０、ロール安定化１２２、推測航法１２４およびターゲットへの誘導１２６の各段階を備えて成る。離陸前１１０は典型的には、数時間継続する。離陸前１１０の間に、パイロットおよび航空機は準備状態にあり、指令が開始するのを典型的に待機する。この時間の間、航空機のエンジンは選択的に作動され得る。
【００６６】
上記離陸１１２は概略的に略々６０秒間継続する。離陸１１２の間に航空機は地上滑走して典型的にはグラウンド・ロールを行い、所定高度へと上昇する。上記ＧＰＳ誘導式兵器に対する電力は離陸時に利用可能であるのが典型的であり、民生ＧＰＳ受信器はこの時点にて機能し得る。
【００６７】
発射ポイント近傍へのナビゲーション１１４は典型的には、２時間を要する。この時間の間に、パイロットは発射ポイントに向けて操縦を行う。発射ポイントに向かう航空機の操縦を促進すべく、航空機ナビゲーションおよび指令計画が使用される。この時間の間、爆弾制御ユニットの兵器チェックおよびＧＰＳの当日キー初期化が典型的に実行される。また、ＧＰＳ誘導式兵器に対しては、現在天体位置および擬似範囲補正が一斉送信される。選択的に、爆弾制御ユニットが使用されていないときに爆弾制御ユニットの電力を切断し、電力を節約し得る。上記爆弾制御ユニットは典型的には全体的に自律的であり、バッテリ電力から作動される。代替的に、上記爆弾制御ユニットは航空機から電力供給されても良い。勿論、以下に詳述される如くＧＰＳ誘導式兵器１２の誘導システムが作動する為の精度の強化を促進すべく、発射ポイント接近１１６の間に爆弾制御ユニットは投入されねばならない。
【００６８】
上記発射ポイント接近１１６は典型的には、約１５分間継続する。発射ポイント接近１１６の間に、上記爆弾制御ユニットはのスィッチは投入される。指令１（もしくは他の適宜な指令）が選択されることにより、ターゲット座標が定義される。本発明の好適実施例に依れば、各々が一意的なターゲット座標を有する複数の別個の指令が上記爆弾制御ユニット内にプログラムされ得る。上記ＧＰＳ誘導式兵器１２の誘導システムの精度を増大すべく、ＧＰＳ誘導式兵器１２に対しては爆弾制御ユニット２４から定期的な天体位置および擬似範囲補正が一斉送信される。
【００６９】
上記発射準備１１８は典型的には約３分間継続する。発射準備１１８の間に上記爆弾制御ユニットは、航空機の現在位置および速度ならびにターゲットの位置に基づいて、パイロットに対して操縦指示を提供する。選択されたＧＰＳ誘導式兵器はそのナビゲーション・システムを初期化する。ＧＰＳ誘導式兵器の較正システムの初期化は、その慣性ナビゲーション・システムの較正を含んでいる。本発明の好適実施例に依れば、上記ＧＰＳ誘導式兵器の慣性誘導システムの初期化は、ロール速度ジャイロスコープの較正もしくは零点規正を含む。これは、ロール速度ジャイロスコープの水平でゼロのロール出力を定義すべく可及的に直線的に且つ水平に飛行機を飛行させることで実行される。この時間の間、爆弾制御ユニット２４からＧＰＳ誘導式兵器１２に対しては定期的天体位置および擬似範囲補正が一斉送信される。
【００７０】
上記兵器分離１２０は典型的には、約２秒間継続する。兵器分離１２０の間、一個以上のＧＰＳ誘導式兵器１２が航空機１０から放出もしくは分離される。
ロール安定化１２２は典型的には、約３秒間継続する。ロール安定化１２２の間、ＧＰＳ誘導式兵器１２のロールを可及的にゼロ速度に近付けるべく制御試行が行われる。この時間の間、上記ＧＰＳ誘導式兵器１２のナビゲーション・システムはその民生ＧＰＳ受信器を介して付加的なＧＰＳ位置情報を受信する。
【００７１】
推測航法１２４は典型的に、発射の後の約５秒間継続する。推測航法１２４の間、ＧＰＳ誘導式兵器１２は該ＧＰＳ誘導式兵器１２の発射前状態から生成された推測航法解を利用してターゲットへと誘導される。推測航法は好適には、ＧＰＳ誘導式兵器のロールが安定化された後にのみ開始される。
【００７２】
発射の後で可及的に迅速に、推測航法は典型的に終了してＧＰＳ誘導が引き継ぎを行う。しかし乍ら、もしＧＰＳ信号が利用可能でなければ、例えば故障していれば、衝当まで推測航法１２４が継続する。
【００７３】
ターゲットへの誘導１２６は典型的には、発射時における航空機の速度および高度に依存して約１７秒間乃至３５秒間継続する。ターゲットへの誘導は、ターゲット上へのＧＰＳ誘導式兵器１２の衝当により終了する。故に、ＧＰＳ誘導式兵器１２の軌跡に対するＧＰＳ補正は衝当まで定常的に行われる。
【００７４】
図１０を参照すると、上記発射準備は典型的には航空機１０のパイロット２６である搭乗員による動作、爆弾制御ユニット２４により実行される動作、および、ＧＰＳ誘導式兵器１２により実行される動作を含む。搭乗員すなわちパイロット２６は、航空機の現在位置および速度並びにターゲットの場所基づいて爆弾制御ユニット２４により生成された操舵コマンド１３４を利用して、航空機１０を上記発射領域すなわちＧＰＳ誘導式兵器の発射ポイントへと操舵１３２する。パイロットはまた、ＧＰＳ誘導式兵器１２のナビゲーション・システムの初期化１３８を促進すべく条件維持１３６が利用されるときに、ゼロ・ロール速度および定常マッハ数および高度を保持することが必要である。上記条件維持が適用されているとき、上記爆弾制御ユニットはＧＰＳ誘導式兵器１２のナビゲーション・システムに対して位置情報を一斉送信１４０する。爆弾制御ユニット２４により生成された可聴信号はパイロットに対し、爆弾制御ユニット２４からＧＰＳ誘導式兵器１２に対して情報が送信されつつあることと、その故に可聴信号１４２が終了するまで上記条件維持が保持される必要があることを警告する。
【００７５】
発射分離の間、爆弾制御ユニット２４は継続的計算発射ポイント（ＣＣＲＰ）を計算する。上記継続的計算発射ポイントは、発射ポイント１４４へと到達必要時間を計算すべく使用される。もし１４６、到達必要時間が９０秒未満であれば、爆弾制御ユニット２４により可聴信号１４２が生成されて、条件維持１３６が適用されねばならないことがパイロットに対して警告される。可聴信号１４２の開始以前に、すなわち、発射ポイントへの到達必要時間が９０秒より大きいとき、上記ＢＣＵは上記継続的計算発射ポイント（ＣＣＲＰ）および発射ポイント１４４への到達必要時間の計算を継続する。
【００７６】
発射準備の間、爆弾制御ユニット２４はＧＰＳ受信１４８を実行し、ＧＰＳ誘導式兵器１２の強化精度を促進すべくＧＰＳ誘導式兵器１２のナビゲーション・システムに対して一斉送信される擬似範囲補正１５０をコンピュータ処理する。擬似範囲補正１５２はＢＣＵ２４によりＧＰＳ誘導式兵器１２に対して提供される。
【００７７】
次に図１１を参照すると、上記爆弾制御ユニット２４は好適には、ＧＰＳ誘導式兵器１２に対してＧＰＳデータおよび制御信号を一斉送信する為の無線アンテナ１６０を備えて成る。爆弾制御ユニット２４はまた、ＧＰＳ誘導式兵器１２およびターゲットに関する情報、並びに、航空機１０の飛行に関する情報を表示するディスプレイ３０も備えている。オーディオ・コネクタ１６２は、ＧＰＳ誘導式兵器１２の慣性誘導システムの較正を容易化すべくパイロットが航空機１０を直線的に且つ水平に飛行させるべきことを表示する可聴信号をパイロットに提供するのを促進する。ＧＰＳコネクタ１６４は、好適には航空機のコックピット内に取付けられた外部ＧＰＳアンテナへの接続を促進する。セレクタ・スィッチ１６６は、スタンバイ・モードに置かれた上記爆弾制御ユニットが、主要ＧＰＳデータすなわち位置データを一斉送信し、または、差分モード（ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ  ｍｏｄｅ）すなわちエラーもしくは差分ＧＰＳ信号を提供するモードで作動すべく切り替えられるのを許容する。輝度およびコントラスト制御１６８は、所望に応じてディスプレイ３０の輝度およびコントラストを調節する。
【００７８】
次に図１２を参照すると本発明の好適実施例に依れば上記爆弾制御ユニット２４は、パワー・スプリッタ２００に対して信号を提供するＧＰＳアンテナ３２を備えて成る。上記パワー・スプリッタはコリンズＰコードＧＰＳ２０２およびモトローラＣコードＧＰＳ２０４に対して出力を提供する。マルチプレクサ２０６は、ビルトイン４８６５Ｌコンピュータに対するＲＳ−２３２出力と、ビルトイン４８６ＳＬコンピュータ２０８の通信ポートに対する出力とを提供する。コリンズＰコードＧＰＳ２０２のＲＳ−２３２出力は、４８６コンピュータ２０８のＣＯＭ１に提供される。
【００７９】
本発明の好適実施例に依れば上記爆弾制御ユニット２４は、システム試験の間にＧＰＳ誘導式兵器１２との電気通信を促進する為の試験ポートを更に備えて成る。バッテリ電源２１０は、爆弾制御ユニット２４の自律的作動を促進すべく内部電源を提供する。
【００８０】
更に、本発明の好適実施例に依れば、４８６ＳＬコンピュータ２０８は第１および第２ＰＣＭＣＩＡインタフェース２１２および２１４を有している。第１ＰＣＭＣＩＡインタフェース２１２は、予備のＰＣＭＣＩＡインタフェースとされ、または、任意の所望特定用途に利用され得る。第２ＰＣＭＣＩＡインタフェース２１４は、好適には約２０メガバイトの容量を有するソリッドステート・フラッシュ・ドライブ２１６との通信を促進すべく使用される。
【００８１】
上記４８６ＳＬコンピュータ２０８は好適には、トラックボールもしくはマウスなどのポインティング・デバイスに対する設備を更に備えて成る。代替的に、タッチ・スクリーンもしくは他のポインティング・デバイスが利用され得る。上記４８６ＳＬコンピュータは好適には、ＬＣＤグラフィック・ディスプレイ２３０に対して出力を提供する。
【００８２】
本発明の好適実施例に依れば上記４８６ＳＬコンピュータ２０８は更に、ＲＦデータリンクおよびインタフェース／スキャン論理インタフェース２２０に対してデータを提供するＰＣプリンタポート２１８を備えて成る。該ＲＦデータリンクおよびインタフェース／スキャン論理インタフェースは、共通の無線アンテナ２２６を共有する無線受信器２２２および無線送信器２２４と電気通信状態に在る。６個のスィッチ２２８はＲＦデータリンクおよびインタフェース／スキャン論理インタフェース２２０に対して入力を提供すると共に、上記爆弾制御ユニットが所望のＧＰＳ誘導式兵器のみと通信する如く爆弾制御ユニットに対して一意的ＩＤコードの入力を促進する。
【００８３】
次に図１３を参照すると、爆弾制御ユニット２４の初期化の間にパイロットは先ず爆弾制御ユニット２４を投入３００する。これにより、市販ＧＰＳ受信器による第１獲得３０２と軍用ＧＰＳ受信器による第１獲得３０４が引き起こされる。市販ＧＰＳ受信器による第１獲得３０２と軍用ＧＰＳ受信器による第１獲得３０４は概略的に、約２０秒間生ずる。もし３０６、航行記録（ａｌｍａｎａｃ）が存在すれば、第１定点３０８が提供される。もし３０６、航行記録が存在しなければ、航行記録が収集３１０される。航行記録の収集は典型的には約１２．５分を要する。第１定点３０８の後、天体位置が収集３１２される。これは概略的に約３０秒間要する。ＧＰＳ受信開始１４８および擬似範囲補正１５０のコンピュータ処理が実行される。擬似範囲補正のコンピュータ処理におけるＧＰＳ受信１４８は概略的に、約１Ｈｚの周波数にて生ずる。次に擬似範囲補正はＧＰＳ誘導式兵器１２へと提供される。
【００８４】
軍用ＧＰＳ受信器に対しては、キーが存在することを照合３１４すべくチェックが行われる。もしキーが存在するのであれば、軍用ＧＰＳ受信器により第１定点３１６が提供される。さもなければキーが収集３１８されてから第１定点３１６が提供される。次にＧＰＳ受信３２０が約１Ｈｚの速度にて継続する。ターゲット座標３２２が提供されて、継続的計算発射ポイントのコンピュータ処理１３０が促進される。上記継続的計算発射ポイントは到達必要時間をコンピュータ処理１４４するのに使用される。継続的計算発射ポイントおよび到達必要時間のコンピュータ処理は、約２０Ｈｚの速度にて継続する。継続的計算発射ポイントの経度および緯度は、パイロットに対して所望の発射ポイントへの機首方位の表示を提供する機首方位指令をコンピュータ処理すると共に、到達必要時間をコンピュータ処理１４６する為に使用される。ＧＰＳ誘導式兵器１２は、発射準備が開始するまで継続的にスタンバイ・モード１４８に留まる。
【００８５】
次に図１４を参照すると、本発明のＧＰＳ誘導式兵器の尾翼キットは、ＭＫ８２／ＥＵ２  ５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾などの兵器の後端に機械的に取付可能なハウジング４００を備えて成る。
【００８６】
本明細書中におけるＭＫ８２／ＥＵ２  ５００ポンド（２２６．８Ｋｇ）爆弾の説明および図示は例示的なものに過ぎず、限定的なものでない。当業者であれば、本発明のＧＰＳ誘導式兵器は種々の他の既存の兵器と共に利用され得ると共に、所望であればカスタム設計の兵器においてさえも利用され得ることを理解し得よう。
【００８７】
電子機器モジュール４０２は、偏角センサ４０４、熱電池４０６、ラム空気生成器４０８、無線４１０、制御アクチュエータ４１２、分離センサ４１４およびＧＰＳ受信器４１６とのインタフェースを行う電子回路を備えて成る。上記偏角センサ４０４は、少なくとも一個のロール速度ジャイロスコープを備えた慣性ナビゲーション・システムを含んでいる。上記熱電池４０６は、ＧＰＳ誘導式兵器１２の発射の前後において上記電子機器および制御アクチュエータを作動する為の電力を提供する。選択的に、上記ラム空気生成器４０８はＧＰＳ誘導式兵器１２の発射の後に、電力を提供し、または、熱電池４０６の出力を増加する。上記無線４１０は、爆弾制御ユニット２４との通信を促進する。
【００８８】
本発明の好適実施例に依れば、４個の別体の制御アクチュエータ４１２が独立した制御翼面もしくは翼板４１８を提供する。翼板に対する斯かる独立した制御は、バンク旋回、滑空旋回などの種々の異なる飛行制御方策の使用を促進する。当業者であれば理解される如く、所望に応じて４個より少ない制御アクチュエータ４１２が利用され得る。
【００８９】
ＧＰＳ誘導式兵器１２の後端に配置されたＧＰＳアンテナ４８は、民生ＧＰＳ受信器４１６を介してＧＰＳ衛星から位置情報を受信するのを容易化する。
分離センサ４１４は、ＧＰＳ誘導式兵器１２の自律的作動を開始すべく、航空機１０からＧＰＳ誘導式兵器１２が発射されたことの表示を提供する。
【００９０】
次に図１５を参照すると、本発明の代替的形態に依れば、誘導制御プロセッサは４０ＭＨｚ８０１０６プロセッサ５００を備えると共にＣＰＵバス・アーキテクチャ５０２を使用しており、無線周波数データリンクおよびＧＰＳインタフェースＥＥＰＲＯＭ／ＲＡＭ５０４、アクチュエータ・インタフェース／パワーアンプ５０６、２５６Ｋワード・メモリ５０８およびＡ／Ｄ変換器５１０は全てＣＰＵバス５０２上に位置する。送信器５１２および受信器５１４はＲＦデータリンクおよびＧＰＳインタフェースＥＥＰＲＯＭ／ＲＡＭ５０４と電気通信し、且つ、共通のＧＰＳアンテナ５１６を共有する。上記アクチュエータ・インタフェース／パワーアンプはアクチュエータ５１８に対して位置コマンドを提供すると共に、それから優れたフィードバックを受信する。Ａ／Ｄ変換器５１０は、もし使用されていれば加速度計から、およびロール姿勢センサすなわちロール速度ジャイロスコープ５２０から信号を受信する。
【００９１】
本発明のこの代替的形態の好適実施例に依れば誘導制御プロセッサ５００は、バッテリ５２４により電力供給されて試験目的の為にのみ使用されるデータリンク５２２と通信する。データリンク５２２は、爆弾制御ユニット２４からの信号をシミュレートすべく利用され得るアンテナを有している。
【００９２】
ＧＰＳアンテナ５２８は、ＲＦデータリンクおよびＧＰＳインタフェースＥＥＰＲＯＭ／ＲＡＭ５０４に対してＲＳ２３２出力を提供するモトローラＣコードＧＰＳ５３０と通信する。熱電池５３２および／またはラム空気生成器５３４は、ＤＣ−ＤＣ電源５３６および弁別器フィルタおよびバッテリ点火管５３８と協働し、電力を提供する。本発明のこの好適実施例に依れば、弁別器フィルタおよびバッテリ点火管５３８、ＤＣ−ＤＣ電源５３６、モトローラＣコードＧＰＳ５３０、誘導制御プロセッサ５００、ＲＦデータリンクおよびＧＰＳインタフェースＥＥＰＲＯＭ／ＲＡＭ５０４、アクチュエータ・インタフェース／パワーアンプ５０６、２５６Ｋワード・メモリ５０８、Ａ／Ｄ変換器５１０、送信器５１２および受信器５１４は全て、単一のマザーボード５４０上に配設される。しかし乍ら当業者であれば、これらの構成要素の種々の他の形態も適切であることを理解し得よう。
【００９３】
次に図１６を参照すると、ＧＰＳ誘導式兵器１２のナビゲーションおよび飛行制御システムの作用を示すブロック図が提供される。民生ＧＰＳ受信器７４はナビゲーション・フィルタ５５０に対して擬似範囲および希望速度を提供し、ナビゲーション・フィルタ５５０は次に位置、速度および風に関する情報を予測装置５５２に提供する。
【００９４】
予測装置５５２はナビゲーション・バッファ５５４に対して１００Ｈｚ＠１Ｈｚ信号を提供し、ナビゲーション・バッファ５５４は誘導装置５５６に対して１００Ｈｚ位置速度およびロール信号を提供する。誘導装置５５６は制御器５５８に対して制御信号を提供する。制御器５５８は飛行制御システムに対して翼板制御角度を提供すると共に、ナビゲーション・フィルタ５５０の出力を受信する。制御器５５８はまた、適用された制御の概算をナビゲーション・フィルタ５５０に提供する。ロール速度ジャイロスコープ５６０は、ナビゲーション・フィルタ５５０および制御器５５８の両者に対して出力を提供する。もし利用されるのであれば選択的な加速度計５６２は動圧力概算５６４に対して出力を提供し、該動圧力概算５６４からは抗力が計算されてナビゲーション・フィルタ５５０へと提供され得る。動圧力概算５６４は、制御器５５８に対しても出力を提供する。
【００９５】
次に図１７を参照すると、図１６の制御はナビゲーションＫａｌｍａｎフィルタ６００に対して、抗力および適用制御および本体座標を提供する。民生ＧＰＳ受信器であるＧＰＳアンコール受信器６０２は、ナビゲーションＫａｌｍａｎフィルタ６００に対して位置設定速度時間データ、または、擬似範囲および速度範囲、のいずれかを提供する。無線受信器５１４は、ＧＰＳアンコール受信器６０２に対して差分補正を提供し、または、ナビゲーションＫａｌｍａｎフィルタ６００に対して擬似範囲および範囲速度を提供する。上記ナビゲーションＫａｌｍａｎフィルタ６００は、ナビゲーション・バッファ５５４に対して１００Ｈｚ＠１Ｈｚ出力を提供する短期運動予測装置に対して位置および速度データを提供する。上記ナビゲーション・バッファは、図１６に示された誘導装置に対して出力信号を提供する。
【００９６】
記述されると共に図面中に示された例示的ＧＰＳ誘導式兵器は、本発明の現在における好適実施例を示しているに過ぎない。実際、本発明の精神および範囲から逸脱すること無く、斯かる実施例に対して種々の変更および付加が為され得る。例えば当業者であれば、種々の異なるタイプの兵器、例えばミサイル、爆弾、砲弾などが本発明のＧＰＳ誘導装置を利用し得ることを理解し得よう。故に、これらのおよび他の変更および付加は当業者に対して自明であると共に、種々の異なる用途に対して使用されるべく本発明は適合実施され得る。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ターゲット上に航空機により投下されつつある兵器を示しており、航空機の位置は軍用ＧＰＳ受信器により継続的に更新されると共に、兵器の位置は発射まで航空機の軍用ＧＰＳ受信器により継続的に更新されてその後は内部に収納された民間ＧＰＳ受信器を介して更新されている。
【図２】  単一ターゲット上へ複数兵器を投下している単一飛行機を示すと共に、複数ターゲット上に単一兵器を投下している単一飛行機も示している。
【図３】  本発明に係る尾翼キットを備えたＧＰＳ誘導式兵器を設置した航空機を示しており、搭乗員の脚部に緊縛された自律式爆弾制御ユニットも示している。
【図４】  本発明の好適実施例に係るＧＰＳ誘導式兵器を搭載して示す航空機の側面図である。
【図５】  本発明に係るＧＰＳ誘導式兵器の照合および試験、指令データのロードおよび飛行を示す概略図である。
【図６】  航空機内に配設された爆弾制御ユニットとＧＰＳ誘導式兵器の尾翼キットとの間の相互作用を示すブロック図である。
【図７】  本発明のＧＰＳ誘導式兵器とバス装備航空機との互換性を示すブロック図である。
【図８】  本発明のＧＰＳ誘導式兵器のナビゲーション・システムを示すブロック図である。
【図９】  本発明に係るＧＰＳ誘導式兵器を利用した典型的な指令に関連するステップを示すフローチャートである。
【図１０】  本発明のＧＰＳ誘導式兵器の発射準備を示すフローチャートである。
【図１１】  本発明の爆弾制御ユニットの上面であり、その制御法およびディスプレイを示している。
【図１２】  本発明の爆弾制御ユニットのブロック図である。
【図１３】  本発明の爆弾制御ユニットの初期化を示すフローチャートである。
【図１４】  本発明の尾翼キット（ＴＫ１０）をその誘導および飛行制御構成要素を含めて示す分解図である。
【図１５】  本発明の尾翼キットの基本ブロック図である。
【図１６】  本発明に係る尾翼キットの作動を示すフローチャートである。
【図１７】  本発明に係る尾翼キットのナビゲーション装置を、そのカルマン・フィルタと共に示すブロック図である。
【図１】
0004046942.tif 000002
【図２】
0004046942.tif 000003
【図３】
0004046942.tif 000004
【図４】
0004046942.tif 000005
【図５】
0004046942.tif 000006
【図６】
0004046942.tif 000007
【図７】
0004046942.tif 000008
【図８】
0004046942.tif 000009
【図９】
0004046942.tif 000010
【図１０】
0004046942.tif 000011
【図１１】
0004046942.tif 000012
【図１２】
0004046942.tif 000013
【図１３】
0004046942.tif 000014
【図１４】
0004046942.tif 000015
【図１５】
0004046942.tif 000016
【図１６】
0004046942.tif 000017
【図１７】
0004046942.tif 000018