JP2000266499A - 対空防御装置 - Google Patents
対空防御装置Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】飛来する攻撃ミサイルから自陣を確実に防御す
ることが可能な対空防御装置を提供する。 【解決手段】回転するロータ1により空中を自在に移動
または停止可能な本体100に盾部5を取り付け、さら
にこの本体100に近接信管6、弾薬8および着発信管
を搭載する。そして、空間安定化されたジンバルプラッ
トホームにセンサ49を搭載してなるシーカ部4によ
り、飛来する目標を追尾し、センサ指向方向と目標との
なす角としての誤差角εを0とする第1のフィードバッ
クループを形成して目標を常時センサ視野中央に捕捉す
る。一方、これにより生じるAZ方向、EL方向のジン
バル角を角度検出器44,47により検知し、これを0
とする第2のフィードバックループを形成する。これに
より本体100を目標に正対させ、目標との接触または
至近距離通過の際には弾薬8を起爆するようにした。
ることが可能な対空防御装置を提供する。 【解決手段】回転するロータ1により空中を自在に移動
または停止可能な本体100に盾部5を取り付け、さら
にこの本体100に近接信管6、弾薬8および着発信管
を搭載する。そして、空間安定化されたジンバルプラッ
トホームにセンサ49を搭載してなるシーカ部4によ
り、飛来する目標を追尾し、センサ指向方向と目標との
なす角としての誤差角εを0とする第1のフィードバッ
クループを形成して目標を常時センサ視野中央に捕捉す
る。一方、これにより生じるAZ方向、EL方向のジン
バル角を角度検出器44,47により検知し、これを0
とする第2のフィードバックループを形成する。これに
より本体100を目標に正対させ、目標との接触または
至近距離通過の際には弾薬8を起爆するようにした。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、特に低空で侵入す
るミサイルによる攻撃に対して防御を行うための対空防
御装置に関する。
るミサイルによる攻撃に対して防御を行うための対空防
御装置に関する。
【0002】
【従来の技術】近年になり、CM(巡航ミサイル)、A
SM(空対地ミサイル)、SSM(艦対地ミサイル)な
どの高性能化が著しい。これらのミサイルは、数100
kmにも及ぶ距離をプログラム飛しょうすることができ
るとともに、目標付近では高度を下げ、対地高度10m
〜20mの低空にて目標への侵入を行うことができる。
SM(空対地ミサイル)、SSM(艦対地ミサイル)な
どの高性能化が著しい。これらのミサイルは、数100
kmにも及ぶ距離をプログラム飛しょうすることができ
るとともに、目標付近では高度を下げ、対地高度10m
〜20mの低空にて目標への侵入を行うことができる。
【0003】これらのミサイルは、その高い命中精度を
生かして、発射母機、母艦などから攻撃目標と十分な距
離を保った状態で、すなわち安全圏内から発射される。
このため、攻撃を受ける側の立場から見れば、母機、母
艦を攻撃する機会を逸してしまうと、もはやCM、AS
M、SSMの発射を阻止することが不可能となる。CM
に到っては、潜水艦からの海中発射、水上艦発射、航空
機からの発射などとその発射形態が多様であるため、な
おさらである。
生かして、発射母機、母艦などから攻撃目標と十分な距
離を保った状態で、すなわち安全圏内から発射される。
このため、攻撃を受ける側の立場から見れば、母機、母
艦を攻撃する機会を逸してしまうと、もはやCM、AS
M、SSMの発射を阻止することが不可能となる。CM
に到っては、潜水艦からの海中発射、水上艦発射、航空
機からの発射などとその発射形態が多様であるため、な
おさらである。
【0004】このような状況に陥ってしまうと、自陣を
防衛するためには、発射後のミサイルを機銃やミサイル
などで迎え撃つしかない。ところが、要撃すべきミサイ
ルの直径は50〜30cm程度しかなく、機銃による要
撃では弾膜の間隙をミサイルがくぐり抜けてしまうこと
になり、成功率が非常に低い。
防衛するためには、発射後のミサイルを機銃やミサイル
などで迎え撃つしかない。ところが、要撃すべきミサイ
ルの直径は50〜30cm程度しかなく、機銃による要
撃では弾膜の間隙をミサイルがくぐり抜けてしまうこと
になり、成功率が非常に低い。
【0005】このため、要撃の手段としては専らミサイ
ルが使用される。しかしながら、ミサイルによる正面か
らの要撃は、放たれた矢を矢でもって打ち落とすことに
等しく、不可能に近い。特に高度が10〜20mと低い
ため尚更である。
ルが使用される。しかしながら、ミサイルによる正面か
らの要撃は、放たれた矢を矢でもって打ち落とすことに
等しく、不可能に近い。特に高度が10〜20mと低い
ため尚更である。
【0006】例えば図11(a)に示すように、舵を少
しでも切り損ねると迎撃ミサイルが地面に潜り込んでし
まったりする。なお語句統一のため、図中では敵側ミサ
イルを(攻撃ミサイル)、これを迎え撃つ味方側ミサイ
ルを(迎撃ミサイル)と標記する。
しでも切り損ねると迎撃ミサイルが地面に潜り込んでし
まったりする。なお語句統一のため、図中では敵側ミサ
イルを(攻撃ミサイル)、これを迎え撃つ味方側ミサイ
ルを(迎撃ミサイル)と標記する。
【0007】仕方なく、トップアタックと称して、低空
飛しょうする攻撃ミサイルに対して迎撃ミサイルを上方
から見下ろすかたちで当てるしかない。ところがこのや
り方では、迎撃ミサイルの目であるシーカが目標検出の
際に地面を背景とせざるを得ない。このため電波シーカ
を用いた場合、グランドクラッタと目標からの反射信号
との分離が難しくなり、シーカそのものの誤動作を誘発
して要撃が困難となる。光波(赤外)シーカを使用した
としても、背景が複雑であるために誤動作を招き易く、
事情は変わらない。
飛しょうする攻撃ミサイルに対して迎撃ミサイルを上方
から見下ろすかたちで当てるしかない。ところがこのや
り方では、迎撃ミサイルの目であるシーカが目標検出の
際に地面を背景とせざるを得ない。このため電波シーカ
を用いた場合、グランドクラッタと目標からの反射信号
との分離が難しくなり、シーカそのものの誤動作を誘発
して要撃が困難となる。光波(赤外)シーカを使用した
としても、背景が複雑であるために誤動作を招き易く、
事情は変わらない。
【0008】さらに、トップアタックによっても、両ミ
サイルの寸法が大きく違わないことから直撃することは
難しい。よって、迎撃ミサイルの至近距離を攻撃ミサイ
ルが通過した際に近接信管を作動させ、爆裂により金属
片を散乱させて攻撃ミサイルを撃破するようにするが、
攻撃ミサイルの被弾面積は概して小さく、また両者の相
対速度が速いこともあって大きな撃破効果は期待しにく
い。
サイルの寸法が大きく違わないことから直撃することは
難しい。よって、迎撃ミサイルの至近距離を攻撃ミサイ
ルが通過した際に近接信管を作動させ、爆裂により金属
片を散乱させて攻撃ミサイルを撃破するようにするが、
攻撃ミサイルの被弾面積は概して小さく、また両者の相
対速度が速いこともあって大きな撃破効果は期待しにく
い。
【0009】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように従来
のミサイルによる防御システムでは、飛来する攻撃ミサ
イルを効果的かつ確実に撃破することが難しく、このた
め自陣への被害を被りやすいという不具合が有った。
のミサイルによる防御システムでは、飛来する攻撃ミサ
イルを効果的かつ確実に撃破することが難しく、このた
め自陣への被害を被りやすいという不具合が有った。
【0010】本発明は上記事情によりなされたもので、
その目的は、飛来する攻撃ミサイルから自陣を確実に防
御することが可能な対空防御装置を提供することにあ
る。
その目的は、飛来する攻撃ミサイルから自陣を確実に防
御することが可能な対空防御装置を提供することにあ
る。
【0011】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に本発明は、爆薬を搭載した本体と、前記本体を空中に
おいて移動または停止させるための空中機動手段と、到
来する飛翔体を捕捉し、追尾する目標追尾手段と、この
目標追尾手段により取得される追尾情報をもとに前記空
中機動手段を自律制御し、前記本体を前記飛翔体の進行
方向正面に追従移動させる機動制御手段と、前記本体に
前記飛翔体が接触した場合にはこれを検知し、前記爆薬
を起爆する着発信管とを具備することを特徴とする。
に本発明は、爆薬を搭載した本体と、前記本体を空中に
おいて移動または停止させるための空中機動手段と、到
来する飛翔体を捕捉し、追尾する目標追尾手段と、この
目標追尾手段により取得される追尾情報をもとに前記空
中機動手段を自律制御し、前記本体を前記飛翔体の進行
方向正面に追従移動させる機動制御手段と、前記本体に
前記飛翔体が接触した場合にはこれを検知し、前記爆薬
を起爆する着発信管とを具備することを特徴とする。
【0012】上記構成によれば、対空防御装置は、空中
機動手段により空中を自在に移動および停止可能とな
り、また目標追尾手段と機動制御手段とにより、攻撃ミ
サイルなどの飛翔体の飛翔経路上に常に位置することが
可能となる。すなわち、爆薬を搭載した本体が、到来す
る攻撃ミサイルの飛行経路上に常に立ち塞がることにな
り、これが盾の役割を果たして自陣を防御できることに
なる。もしも、攻撃ミサイルが飛翔プログラムや無線コ
ントロールなどにより飛行経路を変えたとしても、これ
を常に追尾していることから、対空防御装置もそれに追
従移動し、常時正対させることが可能である。
機動手段により空中を自在に移動および停止可能とな
り、また目標追尾手段と機動制御手段とにより、攻撃ミ
サイルなどの飛翔体の飛翔経路上に常に位置することが
可能となる。すなわち、爆薬を搭載した本体が、到来す
る攻撃ミサイルの飛行経路上に常に立ち塞がることにな
り、これが盾の役割を果たして自陣を防御できることに
なる。もしも、攻撃ミサイルが飛翔プログラムや無線コ
ントロールなどにより飛行経路を変えたとしても、これ
を常に追尾していることから、対空防御装置もそれに追
従移動し、常時正対させることが可能である。
【0013】空中機動手段としては、回転翼の回転速度
および回転面を制御することで空間移動を行わせるもの
でも良いし、またジェット噴射により推力を得る方式で
も良いし、あるいは両者を併用しても良い。
および回転面を制御することで空間移動を行わせるもの
でも良いし、またジェット噴射により推力を得る方式で
も良いし、あるいは両者を併用しても良い。
【0014】またこの対空防御装置は着発信管を具備し
ているので、攻撃ミサイルは対空防御装置に接触する
と、爆薬が起爆されて、対空防御装置もろともに破壊さ
れる。このため、自陣の防御を確実なものにすることが
できる。もしも攻撃ミサイルが対空防御装置を避けるべ
く飛行し、最終的に対空防御装置に接触しなくとも、そ
の飛行経路を強制的に大きく変えることができるので、
自陣への被害を無くすることが可能である。
ているので、攻撃ミサイルは対空防御装置に接触する
と、爆薬が起爆されて、対空防御装置もろともに破壊さ
れる。このため、自陣の防御を確実なものにすることが
できる。もしも攻撃ミサイルが対空防御装置を避けるべ
く飛行し、最終的に対空防御装置に接触しなくとも、そ
の飛行経路を強制的に大きく変えることができるので、
自陣への被害を無くすることが可能である。
【0015】勿論、衝突しなくとも攻撃ミサイルが対空
防御装置の至近距離を通過した場合には、近接信管によ
りこれを検知して爆薬を起爆するようにすれば良い。
防御装置の至近距離を通過した場合には、近接信管によ
りこれを検知して爆薬を起爆するようにすれば良い。
【0016】また、本体に所定の面積を有する盾部を取
り付け、衝突面積を拡げるようにすれば、衝突の確立が
大きくなり、撃破効果をさらに高めることが可能とな
る。盾部の例としては、例えばメッシュ状の硬質樹脂な
どの素材で1〜2m角の軽量板を形成すれば良い。
り付け、衝突面積を拡げるようにすれば、衝突の確立が
大きくなり、撃破効果をさらに高めることが可能とな
る。盾部の例としては、例えばメッシュ状の硬質樹脂な
どの素材で1〜2m角の軽量板を形成すれば良い。
【0017】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して本発明の実
施の形態を詳細に説明する。(第1の実施形態)図1
は、本発明の第1の実施の形態に係わる対空防御装置の
外観を示す斜視図である。この対空防御装置は、空間移
動および静止用のロータ1とこれを駆動するロータエン
ジン2、燃料タンク3を有する本体100に、シーカ部
4、盾部5、近接信管6、信号処理部7、弾薬8、およ
び外部からの無線による制御を受けるための司令アンテ
ナ9を搭載したものである。
施の形態を詳細に説明する。(第1の実施形態)図1
は、本発明の第1の実施の形態に係わる対空防御装置の
外観を示す斜視図である。この対空防御装置は、空間移
動および静止用のロータ1とこれを駆動するロータエン
ジン2、燃料タンク3を有する本体100に、シーカ部
4、盾部5、近接信管6、信号処理部7、弾薬8、およ
び外部からの無線による制御を受けるための司令アンテ
ナ9を搭載したものである。
【0018】このうちロータ1は、2枚の回転翼を備え
ており、これらが互いに逆方向に回転することで本体1
00が回転することを防いでいる。このロータ1自体の
回転角度、また個々のブレード角を制御することで、こ
の対空防御装置は空間を自在に運動することができ、ま
た空中静止も可能である。またシーカ部4は、空間安定
化された2軸ジンバルにレーダ又は光波センサを搭載し
て構成され、目標をその捜索領域に捕捉するものであ
る。
ており、これらが互いに逆方向に回転することで本体1
00が回転することを防いでいる。このロータ1自体の
回転角度、また個々のブレード角を制御することで、こ
の対空防御装置は空間を自在に運動することができ、ま
た空中静止も可能である。またシーカ部4は、空間安定
化された2軸ジンバルにレーダ又は光波センサを搭載し
て構成され、目標をその捜索領域に捕捉するものであ
る。
【0019】さらにこの対空防御装置は、図示しないが
着発信管を備えている。そして、本体100または盾部
5に攻撃ミサイルが衝突した際にはこの着発信管によ
り、また攻撃ミサイルがそれたとしても、至近距離を通
過した際には近接信管6により弾薬8を起爆して、攻撃
ミサイルもろとも爆破するものとなっている。
着発信管を備えている。そして、本体100または盾部
5に攻撃ミサイルが衝突した際にはこの着発信管によ
り、また攻撃ミサイルがそれたとしても、至近距離を通
過した際には近接信管6により弾薬8を起爆して、攻撃
ミサイルもろとも爆破するものとなっている。
【0020】図2に、シーカ部4の構成を示す。シーカ
部4は、本体100に対して上下(EL)方向にθEL
なる角度をもって回動自在に取り付けられたアウタジン
バル41と、このアウタジンバルに対して左右(AZ)
方向にθAZなる角度をもって回転可能なインナジンバ
ル42とからなる、2軸ジンバルを備えている。
部4は、本体100に対して上下(EL)方向にθEL
なる角度をもって回動自在に取り付けられたアウタジン
バル41と、このアウタジンバルに対して左右(AZ)
方向にθAZなる角度をもって回転可能なインナジンバ
ル42とからなる、2軸ジンバルを備えている。
【0021】アウタジンバル41には、その駆動軸上に
EL軸駆動トルカ43と、このトルカ43による回転角
度を検出する角度検出器44とが配され、またEL方向
の回転角速度を検出するレートセンサ45が取り付けら
れている。インナジンバル42には、その駆動軸上にA
Z軸駆動トルカ46と角度検出器47とが配され、まA
Z方向の回転角速度を検出するレートセンサ48が取り
付けられている。そしてこのインナジンバル42に、例
えばテレビカメラなどのセンサ49が固定されている。
このようにすることで、本体100の運動とセンサ49
の動作とが分離され、センサ49は空間安定化しつつ目
標を捕捉することが可能となる。
EL軸駆動トルカ43と、このトルカ43による回転角
度を検出する角度検出器44とが配され、またEL方向
の回転角速度を検出するレートセンサ45が取り付けら
れている。インナジンバル42には、その駆動軸上にA
Z軸駆動トルカ46と角度検出器47とが配され、まA
Z方向の回転角速度を検出するレートセンサ48が取り
付けられている。そしてこのインナジンバル42に、例
えばテレビカメラなどのセンサ49が固定されている。
このようにすることで、本体100の運動とセンサ49
の動作とが分離され、センサ49は空間安定化しつつ目
標を捕捉することが可能となる。
【0022】ここで、レートセンサ45をアウタジンバ
ル41に、レートセンサ48をインナジンバル42にそ
れぞれ固定していることにより、対空防御装置のEL
軸、AZ軸廻りの揺動成分を除去することができ、対空
防御装置とは分離された基準座標系を空間に設定するこ
とが可能となる。
ル41に、レートセンサ48をインナジンバル42にそ
れぞれ固定していることにより、対空防御装置のEL
軸、AZ軸廻りの揺動成分を除去することができ、対空
防御装置とは分離された基準座標系を空間に設定するこ
とが可能となる。
【0023】図3を参照して、シーカ部4による目標追
尾の際の処理システムを説明する。この処理に係わる量
として、ジンバル角θG、機軸θm、センサ角θs、セ
ンサ49の目視線角λ、センサ49の視軸からのずれと
しての誤差角ε、対空防御装置(盾)の経路角γ、対空
防御装置の速度ベクトルνがあるが、これらはいずれも
固定された基準座標に対する量である。
尾の際の処理システムを説明する。この処理に係わる量
として、ジンバル角θG、機軸θm、センサ角θs、セ
ンサ49の目視線角λ、センサ49の視軸からのずれと
しての誤差角ε、対空防御装置(盾)の経路角γ、対空
防御装置の速度ベクトルνがあるが、これらはいずれも
固定された基準座標に対する量である。
【0024】AZ角度追尾系に関して説明する。トルカ
46の作用により、センサ角θsの時間微分θs(・)
を生じる。この値はレートセンサ48により検出され、
これに応じた電流(または電圧)を生じる。また、揺動
成分としての機軸θmの時間微分θm(・)とθs
(・)との差分をとり、これを積分することでAZ軸に
関するジンバル角θGAZを得る。
46の作用により、センサ角θsの時間微分θs(・)
を生じる。この値はレートセンサ48により検出され、
これに応じた電流(または電圧)を生じる。また、揺動
成分としての機軸θmの時間微分θm(・)とθs
(・)との差分をとり、これを積分することでAZ軸に
関するジンバル角θGAZを得る。
【0025】一方、θm(・)を積分し、これをAZ軸
に関する目視線角λAZから減算し、さらにθGAZを
減算することで、誤差角εを得る。この誤差角εはセン
サ49により検出され、これに応じた電流(または電
圧)を生じる。そして、レートセンサ48およびセンサ
49の出力の差分をトルカ46に与えることでフィード
バックループが閉じ、安定した目標追尾を行うことが可
能となる。なお、EL角度追尾系に関しても同様であ
る。
に関する目視線角λAZから減算し、さらにθGAZを
減算することで、誤差角εを得る。この誤差角εはセン
サ49により検出され、これに応じた電流(または電
圧)を生じる。そして、レートセンサ48およびセンサ
49の出力の差分をトルカ46に与えることでフィード
バックループが閉じ、安定した目標追尾を行うことが可
能となる。なお、EL角度追尾系に関しても同様であ
る。
【0026】上記作用により、センサ49の視軸は常に
目標方向を指向する。すなわち誤差角εを無くし、目標
を視野の中心すなわちX軸、Y軸の交点に据えるべく、
トルカ46,43への駆動制御が行われる。ここで、誤
差角εが0となったとしても、ジンバル角θGAZ、θ
GELは0とは限らない。本実施形態では、θGAZ、
θGELも共に0とすべく、別のフィードバック制御系
を設ける。
目標方向を指向する。すなわち誤差角εを無くし、目標
を視野の中心すなわちX軸、Y軸の交点に据えるべく、
トルカ46,43への駆動制御が行われる。ここで、誤
差角εが0となったとしても、ジンバル角θGAZ、θ
GELは0とは限らない。本実施形態では、θGAZ、
θGELも共に0とすべく、別のフィードバック制御系
を設ける。
【0027】図4に、対空防御装置の横移動に関するフ
ィードバック制御系を示す。ここでは横方向について説
明するが、縦方向の移動についても同様である。すなわ
ち対空防御装置は、シーカ部4にて生じるジンバル角を
電気信号に変換する弁別器10と、右推力アクチュエー
タ11、左推力アクチュエータ12を備える。そして、
弁別器10により、角度検出器47で検出されるジンバ
ル角θGAZに応じて正または負の制御電圧を生成す
る。ここではジンバルの右向きを正電圧、左向きを負電
圧とする。
ィードバック制御系を示す。ここでは横方向について説
明するが、縦方向の移動についても同様である。すなわ
ち対空防御装置は、シーカ部4にて生じるジンバル角を
電気信号に変換する弁別器10と、右推力アクチュエー
タ11、左推力アクチュエータ12を備える。そして、
弁別器10により、角度検出器47で検出されるジンバ
ル角θGAZに応じて正または負の制御電圧を生成す
る。ここではジンバルの右向きを正電圧、左向きを負電
圧とする。
【0028】これらの制御電圧はそれぞれ右推力アクチ
ュエータ11、左推力アクチュエータ12に与えられ、
これにより図1に示すロータ1の回転面角度が制御され
て、本体100の右/左方向への移動を生じる。すなわ
ちジンバル角度θGを生じれば、これを0とすべくシー
カ部4とアクチュエータ系との間でフィードバックルー
プが閉じ、これにより対空防御装置と攻撃ミサイルとの
間の相互運動のもとで、対空防御装置の攻撃ミサイルへ
の追従が行なわれることになる。
ュエータ11、左推力アクチュエータ12に与えられ、
これにより図1に示すロータ1の回転面角度が制御され
て、本体100の右/左方向への移動を生じる。すなわ
ちジンバル角度θGを生じれば、これを0とすべくシー
カ部4とアクチュエータ系との間でフィードバックルー
プが閉じ、これにより対空防御装置と攻撃ミサイルとの
間の相互運動のもとで、対空防御装置の攻撃ミサイルへ
の追従が行なわれることになる。
【0029】以上をまとめると、まず、シーカ部4によ
り視野の中央に目標を位置させるべく、すなわち誤差角
εを0とすべく目標追尾が行なわれる。次いで、これに
より生じるジンバル角θGAZ,θGELを0とすべ
く、角度検出器44,47と推力アクチュエータによる
本体100の空間運動がなされる。このようにすること
で、盾部5を含む本体100を、目標正面に常時正対さ
せることが可能になる。
り視野の中央に目標を位置させるべく、すなわち誤差角
εを0とすべく目標追尾が行なわれる。次いで、これに
より生じるジンバル角θGAZ,θGELを0とすべ
く、角度検出器44,47と推力アクチュエータによる
本体100の空間運動がなされる。このようにすること
で、盾部5を含む本体100を、目標正面に常時正対さ
せることが可能になる。
【0030】図5を参照して、飛来する攻撃ミサイルに
対して対空防御装置が正対する様子を説明する。ここで
は横方向に関して説明する。図5(a)において、攻撃
ミサイルがP点に、また対空防御装置がA点にそれぞれ
位置しているものとすると、シーカ部4はP点を追尾す
るため、θなるジンバル角を生じる。次いで攻撃ミサイ
ルがQ点に達したとすると、ジンバル角はθiに増大す
るが、これに応じて横方向推力も増加する。このため実
際には、攻撃ミサイルがQ点に達した時点では対空防御
装置自身がA′点に移動するため、ジンバル角はθより
も小さいθjとなる。
対して対空防御装置が正対する様子を説明する。ここで
は横方向に関して説明する。図5(a)において、攻撃
ミサイルがP点に、また対空防御装置がA点にそれぞれ
位置しているものとすると、シーカ部4はP点を追尾す
るため、θなるジンバル角を生じる。次いで攻撃ミサイ
ルがQ点に達したとすると、ジンバル角はθiに増大す
るが、これに応じて横方向推力も増加する。このため実
際には、攻撃ミサイルがQ点に達した時点では対空防御
装置自身がA′点に移動するため、ジンバル角はθより
も小さいθjとなる。
【0031】このような動作により、少なくとも攻撃ミ
サイルがB点に達するよりも先に対空防御装置がB点に
位置するようになり、すなわち対空防御装置は攻撃ミサ
イルの進行方向の中心に立ちふさがる。このときジンバ
ル角θは0となり、横方向推力も0となるので対空防御
装置は空中に静止し、やがて攻撃ミサイルと接触・爆破
することになる。
サイルがB点に達するよりも先に対空防御装置がB点に
位置するようになり、すなわち対空防御装置は攻撃ミサ
イルの進行方向の中心に立ちふさがる。このときジンバ
ル角θは0となり、横方向推力も0となるので対空防御
装置は空中に静止し、やがて攻撃ミサイルと接触・爆破
することになる。
【0032】このように本実施形態では、回転するロー
タ1により空中を自在に移動または停止可能な本体10
0に盾部5を取り付け、さらにこの本体100に近接信
管6、弾薬8および着発信管を搭載する。そして、空間
安定化されたジンバルプラットホームにセンサ49を搭
載してなるシーカ部4により、飛来する目標を追尾し、
センサ指向方向と目標とのなす角としての誤差角εを0
とする第1のフィードバックループを形成して目標を常
時センサ視野中央に捕捉する。一方、これにより生じる
AZ方向、EL方向のジンバル角を角度検出器44,4
7により検知し、これを0とする第2のフィードバック
ループを形成するようにしている。
タ1により空中を自在に移動または停止可能な本体10
0に盾部5を取り付け、さらにこの本体100に近接信
管6、弾薬8および着発信管を搭載する。そして、空間
安定化されたジンバルプラットホームにセンサ49を搭
載してなるシーカ部4により、飛来する目標を追尾し、
センサ指向方向と目標とのなす角としての誤差角εを0
とする第1のフィードバックループを形成して目標を常
時センサ視野中央に捕捉する。一方、これにより生じる
AZ方向、EL方向のジンバル角を角度検出器44,4
7により検知し、これを0とする第2のフィードバック
ループを形成するようにしている。
【0033】このようにしたので、攻撃ミサイルの進行
方向に本体100を常時正対させることができ、対空防
御装置を攻撃ミサイルと衝突させることが可能となる。
これにより弾薬8が起爆され、攻撃ミサイルを確実に破
壊することが可能となる。また、攻撃ミサイルが進行方
向の障害物を避けるために進行方向を変化させる機能を
持つ場合にも、対空防御装置はそれに追従して移動す
る。このため、確実な撃破を期することができるばかり
か、防御すべき自陣から攻撃ミサイルの進行方向を逸ら
すことが可能となる。すなわち、たとえ撃破に至らなく
とも、攻撃ミサイルから自陣を防御することは可能であ
り、目的は達成される。
方向に本体100を常時正対させることができ、対空防
御装置を攻撃ミサイルと衝突させることが可能となる。
これにより弾薬8が起爆され、攻撃ミサイルを確実に破
壊することが可能となる。また、攻撃ミサイルが進行方
向の障害物を避けるために進行方向を変化させる機能を
持つ場合にも、対空防御装置はそれに追従して移動す
る。このため、確実な撃破を期することができるばかり
か、防御すべき自陣から攻撃ミサイルの進行方向を逸ら
すことが可能となる。すなわち、たとえ撃破に至らなく
とも、攻撃ミサイルから自陣を防御することは可能であ
り、目的は達成される。
【0034】また上記構成では、センサ49を空間安定
化されたジンバル機構を介して本体100に取り付ける
ようにしている。センサ49を本体100に直接固定す
ると、その動作速度が遅いことから、シーカ部4の目標
への追従速度を十分に確保できない。一方上記の構成で
は、本体100の移動速度に比してジンバル機構の動作
速度を十分に速くすることが可能であるので、目標追尾
を俊敏に行うことが可能となる。
化されたジンバル機構を介して本体100に取り付ける
ようにしている。センサ49を本体100に直接固定す
ると、その動作速度が遅いことから、シーカ部4の目標
への追従速度を十分に確保できない。一方上記の構成で
は、本体100の移動速度に比してジンバル機構の動作
速度を十分に速くすることが可能であるので、目標追尾
を俊敏に行うことが可能となる。
【0035】なお、上記の対空防御装置は、例えば一般
の地対空誘導弾システムの対空ミサイル(SAM)と併
用することができる。例えば30km程度の遠方から進
入する攻撃ミサイルを捕捉した場合、これをFCSレー
ダで追尾し、20km付近にて少なくとも高度100〜
200m以上の高度であれば、通常のSAMによる要撃
を行う。
の地対空誘導弾システムの対空ミサイル(SAM)と併
用することができる。例えば30km程度の遠方から進
入する攻撃ミサイルを捕捉した場合、これをFCSレー
ダで追尾し、20km付近にて少なくとも高度100〜
200m以上の高度であれば、通常のSAMによる要撃
を行う。
【0036】さらに15km付近まで追尾を継続し、低
空進入目標と判明したならば上記の対空防御装置を起動
して、目標の座標を無線などで指示する。対空防御装置
は空中に浮かび、与えられた目標の方向を十分なる観測
視野で捜索しつつ、与えられた高度を保って待機する。
空進入目標と判明したならば上記の対空防御装置を起動
して、目標の座標を無線などで指示する。対空防御装置
は空中に浮かび、与えられた目標の方向を十分なる観測
視野で捜索しつつ、与えられた高度を保って待機する。
【0037】ほぼ5〜7km付近に攻撃ミサイルが接近
すると、シーカ部4の視野に攻撃ミサイルが検知され、
追尾が開始される。この時点から対空防御装置は攻撃ミ
サイルに正対すべく空中を移動し、最終的に衝突して撃
破するか、あるいは攻撃ミサイルの飛行経路を逸らすこ
とにより防空エリアを防衛する。
すると、シーカ部4の視野に攻撃ミサイルが検知され、
追尾が開始される。この時点から対空防御装置は攻撃ミ
サイルに正対すべく空中を移動し、最終的に衝突して撃
破するか、あるいは攻撃ミサイルの飛行経路を逸らすこ
とにより防空エリアを防衛する。
【0038】このような対空防御装置を併用した要撃シ
ステムでは、弾薬8が起爆されぬまま脅威が去った場
合、近接信管6、着発信管の起爆系統をOFFとして、
対空防御装置を所定位置に帰還させれば良い。すなわち
対空防御装置には再利用が可能であるという利点が有
る。通常の場合、迎撃に失敗したSAMミサイルは時限
装置により爆破されるため回収が困難であるが、上記対
空防御装置と併用することで費用対効果の高いシステム
を構築できる。
ステムでは、弾薬8が起爆されぬまま脅威が去った場
合、近接信管6、着発信管の起爆系統をOFFとして、
対空防御装置を所定位置に帰還させれば良い。すなわち
対空防御装置には再利用が可能であるという利点が有
る。通常の場合、迎撃に失敗したSAMミサイルは時限
装置により爆破されるため回収が困難であるが、上記対
空防御装置と併用することで費用対効果の高いシステム
を構築できる。
【0039】さらに上記対空防御装置によれば、SAM
ミサイルのごとく攻撃ミサイルを迎え撃つ必要が無く、
上下、左右の動きのみでミサイルの到来を待てば良い。
このため普通のシーカが目標を発見し、要撃に移るに必
要な時間の2倍〜3倍のゆとり時間を持つことができ、
この結果、リアクションタイムを十分に確保することが
できる。
ミサイルのごとく攻撃ミサイルを迎え撃つ必要が無く、
上下、左右の動きのみでミサイルの到来を待てば良い。
このため普通のシーカが目標を発見し、要撃に移るに必
要な時間の2倍〜3倍のゆとり時間を持つことができ、
この結果、リアクションタイムを十分に確保することが
できる。
【0040】なお、本発明は上記実施形態に限定される
ものではない。例えば上記実施形態では、ロータ1の回
転により上下および左右方向の移動を実現するようにし
たが、これに限らずジェット噴射などの移動手段を使用
しても良い。このようにした対空防御装置の構成を変形
例として次に示す。
ものではない。例えば上記実施形態では、ロータ1の回
転により上下および左右方向の移動を実現するようにし
たが、これに限らずジェット噴射などの移動手段を使用
しても良い。このようにした対空防御装置の構成を変形
例として次に示す。
【0041】(変形例)図6に示す対空防御装置は、ロ
ータ1により上下方向のみの移動を行い、左右方向に関
しては本体100の側面に設けられたジェットノズルか
ら高圧ジェットを噴射し、その反力により移動するよう
にしたものである。図7にジェット噴射の原理を示す。
すなわちこの実施形態では、燃料の燃焼を自在に制御で
きるように液体燃料を使用する。
ータ1により上下方向のみの移動を行い、左右方向に関
しては本体100の側面に設けられたジェットノズルか
ら高圧ジェットを噴射し、その反力により移動するよう
にしたものである。図7にジェット噴射の原理を示す。
すなわちこの実施形態では、燃料の燃焼を自在に制御で
きるように液体燃料を使用する。
【0042】燃料タンク16に搭載された液体水素(L
iqH2)と、燃料タンク17に搭載された液体酸化剤
(LiqO2)とを、それぞれポンプ18,19にて気
化し、混合比を調節しつつ燃焼室21に導き、点火器2
0にて点火する。これにより急激な科学燃焼を生じ、2
000℃〜3000℃、150〜200気圧の高温、高
圧のガスとなる。
iqH2)と、燃料タンク17に搭載された液体酸化剤
(LiqO2)とを、それぞれポンプ18,19にて気
化し、混合比を調節しつつ燃焼室21に導き、点火器2
0にて点火する。これにより急激な科学燃焼を生じ、2
000℃〜3000℃、150〜200気圧の高温、高
圧のガスとなる。
【0043】この生成ガス(H2O)をノズル23で絞
り、さらにバルブ22−1〜22−4を介して大気圧
(1気圧)に膨張させる。するとH2Oガスが推進剤と
なりF=(dm/dt)×Vg[N]なる反力を生じ
る。ここで(dm/dt)は推進剤の流量率を示し、V
gはその時の推進剤の速度を示す。
り、さらにバルブ22−1〜22−4を介して大気圧
(1気圧)に膨張させる。するとH2Oガスが推進剤と
なりF=(dm/dt)×Vg[N]なる反力を生じ
る。ここで(dm/dt)は推進剤の流量率を示し、V
gはその時の推進剤の速度を示す。
【0044】これらのバルブ22−1〜22−4をジン
バル角θGAZ、θGELに応じて開平することで上方
への浮力および横方向への反力を調節でき、目標への追
従移動を実現できる。図6の構成では、横方向にのみノ
ズル開口を設けている。
バル角θGAZ、θGELに応じて開平することで上方
への浮力および横方向への反力を調節でき、目標への追
従移動を実現できる。図6の構成では、横方向にのみノ
ズル開口を設けている。
【0045】なお縦横同時の動作を実現するため、ジェ
ットノズル13,15を例えば2個一組として本体10
0の下面および左右側面に設ければ、ジェット噴射のみ
による空間移動を実現できる。図8に、ジェット噴射の
みによる空間移動を実現する構成を示す。
ットノズル13,15を例えば2個一組として本体10
0の下面および左右側面に設ければ、ジェット噴射のみ
による空間移動を実現できる。図8に、ジェット噴射の
みによる空間移動を実現する構成を示す。
【0046】図8の構成では、本体100の長軸方向を
横向きとしてシーカ部4を取り付け、これを目標に正対
させる。また盾部5を縦に取りつけ、衝突面積を大きく
するようにしている。このような構成を採ることで、空
間移動の時定数を速めることができるし、また安定性を
向上させることも可能になる。
横向きとしてシーカ部4を取り付け、これを目標に正対
させる。また盾部5を縦に取りつけ、衝突面積を大きく
するようにしている。このような構成を採ることで、空
間移動の時定数を速めることができるし、また安定性を
向上させることも可能になる。
【0047】また、上記液体燃料および酸化剤の組み合
わせは上記の限りではなく、この他にも非対称ジメチル
ヒドラジン((CH3)2−N−NH2)を燃料とし、
その酸化剤として赤煙硝酸(N2O4)を使用すること
もできる。このほか、本発明の要旨を逸脱しない範囲で
種々の変形実施を行うことができる。
わせは上記の限りではなく、この他にも非対称ジメチル
ヒドラジン((CH3)2−N−NH2)を燃料とし、
その酸化剤として赤煙硝酸(N2O4)を使用すること
もできる。このほか、本発明の要旨を逸脱しない範囲で
種々の変形実施を行うことができる。
【0048】
【発明の効果】以上述べたように本発明によれば、爆薬
を搭載した本体に目標追尾手段を設け、この追尾情報を
もとに本体を飛翔体に追従移動させるようにし、さらに
飛翔体が本体に接触した際には爆薬を起爆するようにし
たので、飛来する攻撃ミサイルから自陣を確実に防御可
能な対空防御装置を提供することが可能となる。
を搭載した本体に目標追尾手段を設け、この追尾情報を
もとに本体を飛翔体に追従移動させるようにし、さらに
飛翔体が本体に接触した際には爆薬を起爆するようにし
たので、飛来する攻撃ミサイルから自陣を確実に防御可
能な対空防御装置を提供することが可能となる。
【図1】 本発明の第1の実施の形態に係わる対空防御
装置の外観を示す斜視図。
装置の外観を示す斜視図。
【図2】 本発明に係わる対空防御装置に搭載されるシ
ーカ部4の構成を示す図。
ーカ部4の構成を示す図。
【図3】 図2のシーカ部4による目標追尾の際の処理
システムを説明するための原理図。
システムを説明するための原理図。
【図4】 対空防御装置の横移動に関するフィードバッ
ク制御系を示すブロック図。
ク制御系を示すブロック図。
【図5】 飛来する攻撃ミサイルに対して対空防御装置
が正対する様子を説明するための図。
が正対する様子を説明するための図。
【図6】 本発明の変形例に係わる対空防御装置の外観
を示す斜視図。
を示す斜視図。
【図7】 ジェット噴射の原理を説明するための図。
【図8】 本発明の変形例に係わる対空防御装置の外観
を示す斜視図。
を示す斜視図。
【図9】 到来するミサイルを、ミサイルにより要撃す
ることの困難さを説明するための図。
ることの困難さを説明するための図。
100…本体 1…ロータ 2…ロータエンジン 3…燃料タンク 4…シーカ部 41…アウタジンバル 42…インナジンバル 43…EL軸駆動トルカ 44、47…角度検出器 45、48…レートセンサ 46…AZ軸駆動トルカ 49…センサ 5…盾部 6…近接信管 7…信号処理部 8…弾薬 9…司令アンテナ 10…弁別器 11…右推力アクチュエータ 12…左推力アクチュエータ 13、14…左右ジェットノズル 14…ロケットエンジン 16,17…燃料タンク 18,19…ポンプ 20…点火器 21…燃焼室 22−1,22−2,22−3,22−4…バルブ 23…絞りノズル
Claims (7)
- 【請求項1】 爆薬を搭載した本体と、 前記本体を、空中において移動または停止させるための
空中機動手段と、 到来する飛翔体を捕捉し、追尾する目標追尾手段と、 この目標追尾手段により取得される追尾情報をもとに前
記空中機動手段を自律制御し、前記本体を前記飛翔体の
進行方向正面に追従移動させる機動制御手段と、 前記本体に前記飛翔体が接触した場合にはこれを検知
し、前記爆薬を起爆する着発信管とを具備することを特
徴とする対空防御装置。 - 【請求項2】 前記空中機動手段は、前記本体頂部に設
けられ互いに逆方向に回転する二つの回転翼を備え、 前記機動制御手段は、前記回転翼の回転速度および回転
面の角度を制御することで、前記本体に縦方向および横
方向の移動、または停止を行わせるものであることを特
徴とする請求項1に記載の対空防御装置。 - 【請求項3】 前記空中機動手段は、 前記本体頂部に設けられ、互いに逆方向に回転する二つ
の回転翼と、 前記本体両側部にノズルを有し、このノズルから高圧ジ
ェットを噴出することで横方向の推進力を得るジェット
推進手段とを備え、 前記機動制御手段は、前記回転翼の回転速度を制御する
ことで前記本体に縦方向の移動または停止を行わせ、前
記ジェット推進手段におけるジェットの噴出量および前
記ノズルの向きを制御することで前記本体に横方向の移
動または停止を行わせるものであることを特徴とする請
求項1に記載の対空防御装置。 - 【請求項4】 前記空中機動手段は、 前記本体底部および両側部にノズルを有し、このノズル
から高圧ジェットを噴出することで縦方向および横方向
の推進力を得るジェット推進手段とを備え、 前記機動制御手段は、前記ジェット推進手段におけるジ
ェットの噴出量および前記ノズルの向きを制御すること
で前記本体に縦方向および横方向の移動または停止を行
わせるものであることを特徴とする請求項1に記載の対
空防御装置。 - 【請求項5】 さらに、自装置の至近距離を前記飛翔体
が通過した場合にはこれを検知し、前記爆薬を起爆する
近接信管を具備することを特徴とする請求項1乃至4の
いずれかに記載の対空防御装置。 - 【請求項6】 さらに、所定の面積を有する盾部を備
え、 前記機動制御手段は、前記盾部を前記飛翔体の進行方向
正面に正対させつつ前記本体を追従移動させるものであ
り、 前記着発信管は、前記盾部または前記本体に前記飛翔体
が接触した場合にはこれを検知し、前記爆薬を起爆する
ものであることを特徴とする請求項1乃至4のいずれか
に記載の対空防御装置。 - 【請求項7】 さらに、前記爆薬が起爆されることなく
前記飛翔体が通過した場合には、前記着発信管と近接信
管とを機能解除し、この状態で所定位置に自律的に帰還
する帰還手段を具備することを特徴とする請求項1乃至
4のいずれかに記載の対空防御装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP11069901A JP2000266499A (ja) | 1999-03-16 | 1999-03-16 | 対空防御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP11069901A JP2000266499A (ja) | 1999-03-16 | 1999-03-16 | 対空防御装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2000266499A true JP2000266499A (ja) | 2000-09-29 |
Family
ID=13416076
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP11069901A Abandoned JP2000266499A (ja) | 1999-03-16 | 1999-03-16 | 対空防御装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2000266499A (ja) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR100786313B1 (ko) | 2004-09-24 | 2007-12-17 | 조금배 | 미사일형 무인 헬리콥터 |
JP2008122013A (ja) * | 2006-11-14 | 2008-05-29 | Toshiba Corp | 滞空ミサイル迎撃システム |
CN102362141A (zh) * | 2009-02-02 | 2012-02-22 | 威罗门飞行公司 | 多模式无人驾驶航空飞行器 |
US20160252328A1 (en) * | 2015-02-27 | 2016-09-01 | Mbda Deutschland Gmbh | Stationary and Mobile Test Device for Missiles |
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JP2020537736A (ja) * | 2017-10-05 | 2020-12-24 | オーバーワークス リミテッド | 遠隔制御可能な航空兵器 |
-
1999
- 1999-03-16 JP JP11069901A patent/JP2000266499A/ja not_active Abandoned
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JP2015212617A (ja) * | 2009-02-02 | 2015-11-26 | エアロバイロメントAerovironment | マルチモードの無人航空機 |
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US11555672B2 (en) | 2009-02-02 | 2023-01-17 | Aerovironment, Inc. | Multimode unmanned aerial vehicle |
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