JP2000111298A - 誘導弾 - Google Patents
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- JP2000111298A JP2000111298A JP10279571A JP27957198A JP2000111298A JP 2000111298 A JP2000111298 A JP 2000111298A JP 10279571 A JP10279571 A JP 10279571A JP 27957198 A JP27957198 A JP 27957198A JP 2000111298 A JP2000111298 A JP 2000111298A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機から目標体に向けて投下される、射程
距離を延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾に
おいて、その貫通力を増加して弾頭の威力を高めること
を目的とする。 【解決手段】 航空機から投下される弾体４と、その射
程距離を延伸させるための２枚の展開翼５と、飛しょう
方向を制御する操舵翼６と、目標体を捕捉するシーカ部
７と、操舵翼６の操舵および展開翼５の展開を指令する
誘導管制装置８と、展開翼５を展開する展開翼展開装置
９と、弾体４の先端に配置され、目標体との衝突を検知
するスイッチ１０と、スイッチ１０からの信号により展
開翼を分離する手段１１とを備えたものである。
距離を延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾に
おいて、その貫通力を増加して弾頭の威力を高めること
を目的とする。 【解決手段】 航空機から投下される弾体４と、その射
程距離を延伸させるための２枚の展開翼５と、飛しょう
方向を制御する操舵翼６と、目標体を捕捉するシーカ部
７と、操舵翼６の操舵および展開翼５の展開を指令する
誘導管制装置８と、展開翼５を展開する展開翼展開装置
９と、弾体４の先端に配置され、目標体との衝突を検知
するスイッチ１０と、スイッチ１０からの信号により展
開翼を分離する手段１１とを備えたものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、航空機に搭載さ
れ、地上の構造物や車両または海上の船舶などの目標体
にむけて投下される誘導弾に関するものである。
れ、地上の構造物や車両または海上の船舶などの目標体
にむけて投下される誘導弾に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機（以下母機という）に搭載され、
射程距離を延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導
弾に関する従来例について説明する。図９は従来の誘導
弾の構成要素を示す図であり、図９（ａ）は上から見た
図、図９（ｂ）は横から見た図を示す。図において４は
誘導弾、５は射程距離を延伸させるための２枚の展開
翼、６は飛しょう方向を制御する操舵翼、７は電波セン
サ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシーカ部、
８はシーカ部７からの情報および母機から供給される目
標体の位置情報に基づいて、操舵翼６の操舵および展開
翼５の展開を指令する誘導管制装置、９は誘導管制装置
８からの指令により展開翼５を展開する翼展開装置を示
す。
射程距離を延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導
弾に関する従来例について説明する。図９は従来の誘導
弾の構成要素を示す図であり、図９（ａ）は上から見た
図、図９（ｂ）は横から見た図を示す。図において４は
誘導弾、５は射程距離を延伸させるための２枚の展開
翼、６は飛しょう方向を制御する操舵翼、７は電波セン
サ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシーカ部、
８はシーカ部７からの情報および母機から供給される目
標体の位置情報に基づいて、操舵翼６の操舵および展開
翼５の展開を指令する誘導管制装置、９は誘導管制装置
８からの指令により展開翼５を展開する翼展開装置を示
す。
【０００３】図１０は従来の誘導弾が、母機から投下さ
れてから目標体へ衝突するまでの動作を示す図である。
図においてアは分離、イは弾道飛行、ウは翼展開、エは
滑空、オは終末誘導を表す。誘導弾１は母機２への搭載
に際して寸法の制限があるため、射程距離を延伸させる
ための展開翼５を格納して搭載される。母機から分離
し、弾道飛行した後、誘導管制装置からの指令により展
開翼５を開き、母機２から指示された目標体３の方向へ
滑空する。このとき、なるべく射程距離を長く取るため
に揚抗比最大となる姿勢および流速を保って定常滑空を
行う。目標体３をシーカ部が捕捉した後、誘導管制装置
の判断により終末誘導段階へ移行する。終末誘導段階で
は、衝突速度を上げるために急角度な姿勢をとり、目標
体３へ接近する。
れてから目標体へ衝突するまでの動作を示す図である。
図においてアは分離、イは弾道飛行、ウは翼展開、エは
滑空、オは終末誘導を表す。誘導弾１は母機２への搭載
に際して寸法の制限があるため、射程距離を延伸させる
ための展開翼５を格納して搭載される。母機から分離
し、弾道飛行した後、誘導管制装置からの指令により展
開翼５を開き、母機２から指示された目標体３の方向へ
滑空する。このとき、なるべく射程距離を長く取るため
に揚抗比最大となる姿勢および流速を保って定常滑空を
行う。目標体３をシーカ部が捕捉した後、誘導管制装置
の判断により終末誘導段階へ移行する。終末誘導段階で
は、衝突速度を上げるために急角度な姿勢をとり、目標
体３へ接近する。
【０００４】図１１は従来の誘導弾が、目標体に衝突
し、その表面を貫通して炸裂するまでの動作を示す図で
ある。衝突直前に誘導弾１の持つ質量をＭ、速度をＶ、
目標体３との衝突面積をＳとする。衝突した後、誘導弾
１は目標体３の表面を貫通し、その内部で弾頭が炸裂し
て目標体３を破壊する。目標体３を貫通するために費や
されるエネルギーは、衝突の際に誘導弾の持つ運動エネ
ルギーに等しく、貫通力を単位衝突面積当たりに及ぼさ
れる運動エネルギーと定義すると、貫通力Ｋは数１のご
とく示される。
し、その表面を貫通して炸裂するまでの動作を示す図で
ある。衝突直前に誘導弾１の持つ質量をＭ、速度をＶ、
目標体３との衝突面積をＳとする。衝突した後、誘導弾
１は目標体３の表面を貫通し、その内部で弾頭が炸裂し
て目標体３を破壊する。目標体３を貫通するために費や
されるエネルギーは、衝突の際に誘導弾の持つ運動エネ
ルギーに等しく、貫通力を単位衝突面積当たりに及ぼさ
れる運動エネルギーと定義すると、貫通力Ｋは数１のご
とく示される。
【０００５】
【数１】
【０００６】この貫通力Ｋが大きいほど、誘導弾が目標
体のより内部にまで到達し、弾頭の威力を高めることが
できる。
体のより内部にまで到達し、弾頭の威力を高めることが
できる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従来例で示した誘導弾
においては、射程距離の短い通常の誘導弾に比べ誘導弾
前部に翼長の長い展開翼を有することから前方投影面積
が大きくなるため、衝突面積Ｓが大きくなる。ゆえに、
数１に示すように目標体への貫通力が、展開翼を持たな
い誘導弾に比べ、小さくなるという問題があった。ま
た、図１０で示したように、終末誘導時には貫通力を高
めるために急な姿勢をとって増速するが、展開翼の無い
誘導弾に比べ翼面積の大きな展開翼は大きな空気摩擦抵
抗を受けるため、衝突速度を上げるには不利となるとい
う問題があった。さらにまた、図１１に示すように、目
標体との衝突後に目標体内部で展開翼が折れ曲がり、誘
導弾の側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能
性があるという問題があった。この発明は係る課題を解
決するためのものであり、射程距離が延伸させるための
２枚の展開翼を有する誘導弾において、弾頭の威力を高
めることを目的とする。
においては、射程距離の短い通常の誘導弾に比べ誘導弾
前部に翼長の長い展開翼を有することから前方投影面積
が大きくなるため、衝突面積Ｓが大きくなる。ゆえに、
数１に示すように目標体への貫通力が、展開翼を持たな
い誘導弾に比べ、小さくなるという問題があった。ま
た、図１０で示したように、終末誘導時には貫通力を高
めるために急な姿勢をとって増速するが、展開翼の無い
誘導弾に比べ翼面積の大きな展開翼は大きな空気摩擦抵
抗を受けるため、衝突速度を上げるには不利となるとい
う問題があった。さらにまた、図１１に示すように、目
標体との衝突後に目標体内部で展開翼が折れ曲がり、誘
導弾の側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能
性があるという問題があった。この発明は係る課題を解
決するためのものであり、射程距離が延伸させるための
２枚の展開翼を有する誘導弾において、弾頭の威力を高
めることを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】この発明に係わる第１の
発明の誘導弾は、航空機から目標体に向けて投下される
誘導弾と、前記誘導弾の前部に配置され、その射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
先端に配置され、目標体との衝突を検知するスイッチ
と、このスイッチからの信号により展開翼を分離する手
段とを備えたものである。
発明の誘導弾は、航空機から目標体に向けて投下される
誘導弾と、前記誘導弾の前部に配置され、その射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
先端に配置され、目標体との衝突を検知するスイッチ
と、このスイッチからの信号により展開翼を分離する手
段とを備えたものである。
【０００９】また、第２の発明の誘導弾は、航空機から
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の側面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の分離を指令する翼分離判定装置と、こ
の翼分離判定装置からの指令により展開翼を分離する手
段とを備えたものである。
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の側面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の分離を指令する翼分離判定装置と、こ
の翼分離判定装置からの指令により展開翼を分離する手
段とを備えたものである。
【００１０】また、第３の発明の誘導弾は、航空機から
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の側面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の格納を指令する翼格納判定装置と、こ
の翼格納判定装置からの指令により展開翼を格納する展
開翼格納装置とを備えたものである。
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の側面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の格納を指令する翼格納判定装置と、こ
の翼格納判定装置からの指令により展開翼を格納する展
開翼格納装置とを備えたものである。
【００１１】また、第４の発明の誘導弾は、航空機から
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の表面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の格納を指令する翼格納判定装置と、こ
の翼格納判定装置からの指令により展開翼を格納する展
開翼格納装置と、前記誘導弾の先端に配置され、目標体
との衝突を検知するスイッチと、このスイッチからの信
号により展開翼を分離する手段とを備えたものである。
目標体に向けて投下される誘導弾と、前記誘導弾の前部
に配置され、その射程距離を延伸させるための２枚の展
開翼と、前記誘導弾の後部に配置され、その飛しょう方
向を制御する操舵翼と、前記誘導弾の前部に配置され、
電波センサ、光波センサなどにより目標体を捕捉するシ
ーカ部と、このシーカ部からの情報および前記航空機か
ら供給された目標体の位置情報に基づいて、操舵翼の操
舵および展開翼の展開を指令する誘導管制装置と、この
誘導管制装置からの指令により展開翼を展開する展開翼
展開装置と、前記誘導弾の表面に配置され、対気速度を
測定する速度計測器と、この速度計測器からの情報に基
づいて、展開翼の格納を指令する翼格納判定装置と、こ
の翼格納判定装置からの指令により展開翼を格納する展
開翼格納装置と、前記誘導弾の先端に配置され、目標体
との衝突を検知するスイッチと、このスイッチからの信
号により展開翼を分離する手段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の構成を示す図であり、図において１０は
誘導弾４の先端に配置され、目標体との衝突を検知する
スイッチ、１１はスイッチ１０からの信号を受けて爆発
し切断される爆発ボルトを示す。その他の構成は従来の
誘導弾の形態と同じである。
実施の形態１の構成を示す図であり、図において１０は
誘導弾４の先端に配置され、目標体との衝突を検知する
スイッチ、１１はスイッチ１０からの信号を受けて爆発
し切断される爆発ボルトを示す。その他の構成は従来の
誘導弾の形態と同じである。
【００１３】また、図２はこの発明の実施の形態１の誘
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。終末誘導段階２２までは従来の
形態と同じであるが、衝突段階２３において誘導弾が目
標体３に衝突すると誘導弾の先端がつぶれてスイッチ１
０がオンとなり、スイッチ１０からの信号を受けた爆発
ボルト１１が作動して展開翼５が分離される。これによ
り、誘導弾の前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなっ
て衝突面積が減少し、弾頭の貫通力を増加することがで
きる。また、目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が
誘導弾の側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可
能性がなくなり、弾頭の威力を目標体に効果的に及ぼす
ことができる。
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。終末誘導段階２２までは従来の
形態と同じであるが、衝突段階２３において誘導弾が目
標体３に衝突すると誘導弾の先端がつぶれてスイッチ１
０がオンとなり、スイッチ１０からの信号を受けた爆発
ボルト１１が作動して展開翼５が分離される。これによ
り、誘導弾の前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなっ
て衝突面積が減少し、弾頭の貫通力を増加することがで
きる。また、目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が
誘導弾の側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可
能性がなくなり、弾頭の威力を目標体に効果的に及ぼす
ことができる。
【００１４】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２の構成を示す図であり、図において１２は誘導弾４
の側面に配置され、対気速度を測定する速度計測器、１
３は速度計測器１２からの情報に基づいて展開翼の分離
指令を発する翼分離判定装置、１１は翼分離判定装置１
３からの指令を受けて爆発し切断される爆発ボルトを示
す。その他の構成は従来の誘導弾の形態と同じである。
態２の構成を示す図であり、図において１２は誘導弾４
の側面に配置され、対気速度を測定する速度計測器、１
３は速度計測器１２からの情報に基づいて展開翼の分離
指令を発する翼分離判定装置、１１は翼分離判定装置１
３からの指令を受けて爆発し切断される爆発ボルトを示
す。その他の構成は従来の誘導弾の形態と同じである。
【００１５】また、図４はこの発明の実施の形態２の誘
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。滑空段階２１までは従来例と同
じであるが、目標体３をシーカ部７が捕捉し、誘導管制
装置８が終末誘導段階２２へ移行することを判断する
と、操舵翼を操作して急角度な姿勢をとり増速して目標
体３へ接近する。この段階では大きな揚力は必要ないの
で、速度計測器１２からの情報により所定の流速に達し
たことを知ると翼分離判定装置１３から通電指令が発せ
られ、爆発ボルト１０が作動して、展開翼５が分離され
る。これにより、展開翼の表面で生ずる空気摩擦抵抗分
がなくなるため誘導弾全体にかかる抗力は減少し、目標
体３との衝突速度をより大きくすることができるため、
弾頭の貫通力を増加することができる。また、誘導弾の
前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなって衝突面積が
減少し、弾頭の貫通力を増加することができる。さら
に、目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が誘導弾の
側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能性がな
くなり、弾頭の威力を目標体に効果的に及ぼすことがで
きる。
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。滑空段階２１までは従来例と同
じであるが、目標体３をシーカ部７が捕捉し、誘導管制
装置８が終末誘導段階２２へ移行することを判断する
と、操舵翼を操作して急角度な姿勢をとり増速して目標
体３へ接近する。この段階では大きな揚力は必要ないの
で、速度計測器１２からの情報により所定の流速に達し
たことを知ると翼分離判定装置１３から通電指令が発せ
られ、爆発ボルト１０が作動して、展開翼５が分離され
る。これにより、展開翼の表面で生ずる空気摩擦抵抗分
がなくなるため誘導弾全体にかかる抗力は減少し、目標
体３との衝突速度をより大きくすることができるため、
弾頭の貫通力を増加することができる。また、誘導弾の
前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなって衝突面積が
減少し、弾頭の貫通力を増加することができる。さら
に、目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が誘導弾の
側面を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能性がな
くなり、弾頭の威力を目標体に効果的に及ぼすことがで
きる。
【００１６】実施の形態３．図５はこの発明の実施の形
態３の構成を示す図であり、図において１２は誘導弾４
の側面に配置され、対気速度を測定する速度計測器、１
４は速度計測器１２からの情報に基づいて展開翼５の格
納指令を発する翼格納判定装置、１５は翼格納判定装置
１４からの指令により展開翼５を格納する展開翼格納装
置を示す。その他の構成は従来の誘導弾の形態と同じで
ある。
態３の構成を示す図であり、図において１２は誘導弾４
の側面に配置され、対気速度を測定する速度計測器、１
４は速度計測器１２からの情報に基づいて展開翼５の格
納指令を発する翼格納判定装置、１５は翼格納判定装置
１４からの指令により展開翼５を格納する展開翼格納装
置を示す。その他の構成は従来の誘導弾の形態と同じで
ある。
【００１７】また、図６はこの発明の実施の形態３の誘
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。滑空段階２１までは従来例と同
じであるが、目標体３をシーカ部７が捕捉し、誘導管制
装置８が終末誘導段階２２へ移行することを判断する
と、操舵翼を操作して急角度な姿勢をとり増速して目標
体３へ接近する。この段階では大きな揚力は必要ないの
で、速度計測器１２からの情報により所定の流速に達し
たことを知ると翼格納判定装置１４から指令が発せら
れ、展開翼格納装置１５が作動して、展開翼５が格納さ
れる。これにより、展開翼の表面で生ずる空気摩擦抵抗
分がなくなるため誘導弾全体にかかる抗力は減少し、目
標体３との衝突速度をより大きくすることができるた
め、弾頭の貫通力を増加することができる。また、誘導
弾の前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなって衝突面
積が減少し、弾頭の貫通力を増加することができる。さ
らに、終末誘導段階２２に展開翼５を分離する実施の形
態２に比べ、分離した翼が後方に位置する操舵翼６に接
触して目標体３への誘導ができなくなるなど誘導弾に損
傷を与えるリスクがないため、より高い信頼性を確保で
きる。
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。滑空段階２１までは従来例と同
じであるが、目標体３をシーカ部７が捕捉し、誘導管制
装置８が終末誘導段階２２へ移行することを判断する
と、操舵翼を操作して急角度な姿勢をとり増速して目標
体３へ接近する。この段階では大きな揚力は必要ないの
で、速度計測器１２からの情報により所定の流速に達し
たことを知ると翼格納判定装置１４から指令が発せら
れ、展開翼格納装置１５が作動して、展開翼５が格納さ
れる。これにより、展開翼の表面で生ずる空気摩擦抵抗
分がなくなるため誘導弾全体にかかる抗力は減少し、目
標体３との衝突速度をより大きくすることができるた
め、弾頭の貫通力を増加することができる。また、誘導
弾の前面投影面積は誘導弾の断面積のみとなって衝突面
積が減少し、弾頭の貫通力を増加することができる。さ
らに、終末誘導段階２２に展開翼５を分離する実施の形
態２に比べ、分離した翼が後方に位置する操舵翼６に接
触して目標体３への誘導ができなくなるなど誘導弾に損
傷を与えるリスクがないため、より高い信頼性を確保で
きる。
【００１８】実施の形態４．図７はこの発明の実施の形
態４の構成を示す図であり、図において１０は誘導弾４
の先端に配置され、目標体との衝突を検知するスイッ
チ、１１はスイッチ１０からの信号を受けて爆発し切断
される爆発ボルトを示す。その他の構成は実施の形態３
と同じである。
態４の構成を示す図であり、図において１０は誘導弾４
の先端に配置され、目標体との衝突を検知するスイッ
チ、１１はスイッチ１０からの信号を受けて爆発し切断
される爆発ボルトを示す。その他の構成は実施の形態３
と同じである。
【００１９】また、図８はこの発明の実施の形態４の誘
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。終末誘導段階２２までは実施の
形態３と同じであるが、衝突段階２３において誘導弾が
目標体に衝突すると誘導弾の先端がつぶれてスイッチ１
０がオンとなり、爆発ボルト１１が作動して展開翼５が
分離される。これにより、実施の形態３の利点に加え、
目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が誘導弾の側面
を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能性がなくな
り、誘導弾の威力を目標体に効果的に及ぼすことができ
る。
導弾が、滑空段階２１から目標体３へと誘導されるまで
の動作を示す図である。終末誘導段階２２までは実施の
形態３と同じであるが、衝突段階２３において誘導弾が
目標体に衝突すると誘導弾の先端がつぶれてスイッチ１
０がオンとなり、爆発ボルト１１が作動して展開翼５が
分離される。これにより、実施の形態３の利点に加え、
目標体との衝突後に目標体内部で展開翼が誘導弾の側面
を覆って、弾頭の炸裂する威力を妨げる可能性がなくな
り、誘導弾の威力を目標体に効果的に及ぼすことができ
る。
【００２０】
【発明の効果】第１の発明によれば、射程距離を延伸さ
せるための２枚の展開翼を有する誘導弾において、目標
体への貫通の障害となる展開翼を衝突の際に分離するこ
とにより誘導弾の貫通力を増加することができ、弾頭の
威力を高めることができる。
せるための２枚の展開翼を有する誘導弾において、目標
体への貫通の障害となる展開翼を衝突の際に分離するこ
とにより誘導弾の貫通力を増加することができ、弾頭の
威力を高めることができる。
【００２１】さらに、第２の発明によれば、射程距離を
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に分離し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、弾頭の威力を高めることができる。
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に分離し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、弾頭の威力を高めることができる。
【００２２】さらに、第３の発明によれば、射程距離を
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に格納し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、弾頭の威力を高めることができる。
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に格納し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、弾頭の威力を高めることができる。
【００２３】さらに、第４の発明によれば、射程距離を
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に格納し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、さらに目標体内部での弾頭の炸裂を妨
げる翼を衝突の際に分離することにより弾頭の威力を高
めることができる。
延伸させるための２枚の展開翼を有する誘導弾におい
て、展開翼を終末誘導時に格納し、空気抵抗を減らして
衝突時の速度を上げることにより誘導弾の貫通力を増加
することができ、さらに目標体内部での弾頭の炸裂を妨
げる翼を衝突の際に分離することにより弾頭の威力を高
めることができる。
【図１】 この発明の実施の形態１の構成を示す図であ
る。
る。
【図２】 この発明の実施の形態１の誘導弾が、投下さ
れてから目標体へ衝突するまでの動作を示す図である。
れてから目標体へ衝突するまでの動作を示す図である。
【図３】 この発明の実施の形態２の構成を示す図であ
る。
る。
【図４】 この発明の実施の形態２の誘導弾が、滑空段
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
【図５】 この発明の実施の形態３の構成を示す図であ
る。
る。
【図６】 この発明の実施の形態３の誘導弾が、滑空段
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
【図７】 この発明の実施の形態４の構成を示す図であ
る。
る。
【図８】 この発明の実施の形態４の誘導弾が、滑空段
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
階から目標体へと誘導されるまでの動作を示す図であ
る。
【図９】 従来の誘導弾の構成を示す図である。
【図１０】 従来の誘導弾が、投下されてから目標体へ
衝突するまでの動作を示す図である。
衝突するまでの動作を示す図である。
【図１１】 従来の誘導弾が、目標体へ衝突して内部で
炸裂するまでの動作を示す図である。
炸裂するまでの動作を示す図である。
１ 誘導弾、２ 母機、３ 目標体、４ 誘導弾、５
展開翼、６ 操舵翼、７ シーカ部、８ 誘導管制装
置、９ 展開翼展開装置、１０ 衝突検知スイッチ、１
１ 爆発ボルト、１２ 速度計測器、１３ 翼分離判定
装置、１４ 翼格納判定装置、１５ 展開翼格納装置、
２１ 滑空段階、２２ 終末誘導段階、２３ 衝突段
階、ア 分離、イ 弾道飛行、ウ 翼展開、４ 滑空、
オ 終末誘導。
展開翼、６ 操舵翼、７ シーカ部、８ 誘導管制装
置、９ 展開翼展開装置、１０ 衝突検知スイッチ、１
１ 爆発ボルト、１２ 速度計測器、１３ 翼分離判定
装置、１４ 翼格納判定装置、１５ 展開翼格納装置、
２１ 滑空段階、２２ 終末誘導段階、２３ 衝突段
階、ア 分離、イ 弾道飛行、ウ 翼展開、４ 滑空、
オ 終末誘導。
Claims (4)
- 【請求項１】 航空機から目標体に向けて投下される誘
導弾において、前記誘導弾の前部に配置され、射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
先端に配置され、目標体との衝突を検知するスイッチ
と、このスイッチからの信号により展開翼を分離する手
段とを備えたことを特徴とする誘導弾。 - 【請求項２】 航空機から目標体に向けて投下される誘
導弾において、前記誘導弾の前部に配置され、射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
表面に配置され、対気速度を測定する速度計測器と、こ
の速度計測器からの情報に基づいて、展開翼の分離を指
令する翼分離判定装置と、この翼分離判定装置からの指
令により展開翼を分離する手段とを備えたことを特徴と
する誘導弾。 - 【請求項３】 航空機から目標体に向けて投下される誘
導弾において、前記誘導弾の前部に配置され、射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
表面に配置され、対気速度を測定する速度計測器と、こ
の速度計測器からの情報に基づいて、展開翼の格納を指
令する翼格納判定装置と、この翼格納判定装置からの指
令により展開翼を格納する手段とを備えたことを特徴と
する誘導弾。 - 【請求項４】 航空機から目標体に向けて投下される誘
導弾において、前記誘導弾の前部に配置され、射程距離
を延伸させるための２枚の展開翼と、前記誘導弾の後部
に配置され、その飛しょう方向を制御する操舵翼と、前
記誘導弾の前部に配置され、電波センサ、光波センサな
どにより目標体を捕捉するシーカ部と、このシーカ部か
らの情報および前記航空機から供給された目標体の位置
情報に基づいて、操舵翼の操舵および展開翼の展開を指
令する誘導管制装置と、この誘導管制装置からの指令に
より展開翼を展開する展開翼展開装置と、前記誘導弾の
表面に配置され、対気速度を測定する速度計測器と、こ
の速度計測器からの情報に基づいて、展開翼の格納を指
令する翼格納判定装置と、この翼格納判定装置からの指
令により展開翼を格納する手段と、前記誘導弾の先端に
配置され、目標体との衝突を検知するスイッチと、この
スイッチからの信号により展開翼を分離する手段とを備
えたことを特徴とする誘導弾。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10279571A JP2000111298A (ja) | 1998-10-01 | 1998-10-01 | 誘導弾 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10279571A JP2000111298A (ja) | 1998-10-01 | 1998-10-01 | 誘導弾 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000111298A true JP2000111298A (ja) | 2000-04-18 |
Family
ID=17612843
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10279571A Pending JP2000111298A (ja) | 1998-10-01 | 1998-10-01 | 誘導弾 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000111298A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101213041B1 (ko) | 2010-12-30 | 2012-12-18 | 국방과학연구소 | 날개 조립체, 분산형 비행체 및 분산형 비행체의 날개 전개 방법 |
| CN103612743A (zh) * | 2013-12-04 | 2014-03-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种新型机翼折叠控制器及控制方法 |
| CN113443145A (zh) * | 2021-05-31 | 2021-09-28 | 中航(成都)无人机系统股份有限公司 | 一种军用无人机 |
| CN117360764A (zh) * | 2023-12-08 | 2024-01-09 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
-
1998
- 1998-10-01 JP JP10279571A patent/JP2000111298A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101213041B1 (ko) | 2010-12-30 | 2012-12-18 | 국방과학연구소 | 날개 조립체, 분산형 비행체 및 분산형 비행체의 날개 전개 방법 |
| CN103612743A (zh) * | 2013-12-04 | 2014-03-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种新型机翼折叠控制器及控制方法 |
| CN113443145A (zh) * | 2021-05-31 | 2021-09-28 | 中航(成都)无人机系统股份有限公司 | 一种军用无人机 |
| CN117360764A (zh) * | 2023-12-08 | 2024-01-09 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
| CN117360764B (zh) * | 2023-12-08 | 2024-03-12 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种凸台侧面平窗导引头结构及飞行器 |
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