JP2002090100A - 飛しょう体 - Google Patents

飛しょう体

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JP2002090100A
JP2002090100A JP2000274891A JP2000274891A JP2002090100A JP 2002090100 A JP2002090100 A JP 2002090100A JP 2000274891 A JP2000274891 A JP 2000274891A JP 2000274891 A JP2000274891 A JP 2000274891A JP 2002090100 A JP2002090100 A JP 2002090100A
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altitude
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Kenichi Sugimori
健一 杉森
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Mitsubishi Electric Corp
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 航空機から後方の目標体に向けて発射される
飛しょう体において、目標体が遠くにある場合でも、会
合時に大きな旋回荷重倍数が得られる飛しょう体を提案
する。 【解決手段】 飛しょう体が母機から分離した後に滑空
して飛しょう体の高度を上昇させる操舵翼と、飛しょう
体の高度が所定の位置に達したときに展開して飛しょう
体の高度の低下を抑制する展開式のパラシュートと、飛
しょう体に推進力を与えるロケットモーターと、目標体
と味方の航空機から発信される異なる電波を受信するア
ンテナと、このアンテナで受信された電波に味方の識別
信号が無い場合、ロケットモーターを点火する点火制御
装置と、目標体を捕捉してロケットモーターを点火させ
た時に前記パラシュートを分離させる分離機構とを備え
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、航空機から後方
の目標体に向けて発射される飛しょう体に関するもので
ある。
【０００２】
【従来の技術】図８は航空機から後方の目標体に向けて
発射される従来の飛しょう体の構成図である。１は従来
の飛しょう体、２は胴体、３はシーカー、４はロケット
モーター、５は推力偏向装置、６はノズルカバー、７は
操舵翼、８は安定翼ある。図９は従来の飛しょう体の運
用形態を示す説明図であり、１は図９と同じ従来の飛し
ょう体、９は飛しょう体１の母機、１０は目標体、１１
は減速している飛しょう体、１２は速度0の飛しょう体
で、１３は加速している飛しょう体、１４は会合に失敗
した飛しょう体、アは飛しょう体１の飛しょう経路、イ
は会合に必要な旋回荷重倍数、ウは荷重倍数イを達成す
るのに必要な飛しょう速度である。
【０００３】まず、図８において、航空機から後方の目
標体に向けて発射される従来の飛しょう体の構成を説明
する。図において、飛しょう体１の胴体２には母機の進
行方向側にあたる前方にノズルカバー６で覆われたロケ
ットモーター４と推力偏向装置５の他、安定翼８が設け
られており、胴体２の後方には目標体を捕捉して追尾す
るためのシーカー３と操舵翼７が設けられている。
【０００４】次に、図９において、従来の飛しょう体１
の運用方法を説明する。図において、飛しょう体１は母
機９搭載時及び投下後でロケットモーター４を点火する
直前まではノズルカバー６を備え、飛しょう体にかかる
圧力抵抗を低減させる他、飛しょう体まわりの気流の乱
れによる振動等も防止する。１１のごとくロケットモー
ター４が点火した後は、ノズルカバー６は分離され、操
舵翼７と安定翼８で空力的に姿勢の安定を保ちながら、
気流に対して逆噴射を行って速度を急激に減少させる。
【０００５】飛しょう体１は減速を続け、１２のごとく
機体の揚力が得られない速度０の状態に陥るが、推力偏
向装置５を用いて機体の姿勢を安定化させ、その後はロ
ケットモーター４の余剰推力により１３のごとく投下時
とは逆向きの速度ベクトルで速度を上昇させる。飛しょ
う体１は速度の上昇を続けるが、投下時に保有していた
運動エネルギーを逆噴射により消失させられた上に、ロ
ケットモーターの推力も速度ベクトルを逆転させること
に相当量使用しているため、飛しょう体１と目標体１０
との距離が長い場合には、１４のごとく飛しょう体１は
会合に必要な旋回荷重倍数イを達成するのに必要な速度
ウが得られない状態に陥り、目標体１０を撃破できない
等の問題があった。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】航空機から後方の目標
体に向けて発射される従来の飛しょう体は、逆噴射によ
るエネルギー損失が大きいため、目標体が母機から遠く
にある場合には、必要な旋回性能が得られない等の問題
点があった。
【０００７】この発明は、従来の問題点を解決するため
になされたものであり、後方の目標体に向けて発射され
る飛しょう体において、目標体が遠くにある場合でも、
会合時に大きな旋回荷重倍数が得られる飛しょう体を提
案するものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょ
う体は、飛しょう体の胴体後方に設けられ、飛しょう体
が母機から分離した後に滑空して飛しょう体の高度を上
昇させる操舵翼と、飛しょう体の高度が所定の位置に達
したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑制する
抑制手段と、目標体を捕捉、追尾する捕捉追尾手段と、
飛しょう体に推進力を与える推進力発生手段と、敵味方
を識別する敵味方識別手段と、前記敵味方識別手段の識
別結果により前記推進力発生手段を駆動する駆動制御装
置と、前記追尾捕捉手段が目標体を捕捉して前記推進力
発生手段が駆動されたときに前記抑制手段を分離させる
分離機構とを備えたものである。
【０００９】また、第２の発明による飛しょう体は、前
記敵味方識別手段を、目標体及び味方の航空機から発信
される異なる電波を受信するアンテナと、前記アンテナ
により受信された電波に味方の識別信号が無い場合、敵
と識別する手段とにより構成したものである。
【００１０】第３の発明による飛しょう体は、味方の識
別信号を受信した場合は、味方と識別し、前記推進力発
生手段を駆動しないようにしたものである。
【００１１】また、第４の発明による飛しょう体は、前
記敵味方識別手段を、目標体のエンジン音波を受信する
集音機と、前記集音機により受信された音波の周波数を
分析する周波数分析器と、前記周波数分析器により分析
された目標体のエンジン音波の周波数が味方の航空機の
エンジン音波の周波数に一致しない場合は敵と識別する
手段とにより構成したものである。
【００１２】第５の発明による飛しょう体は、前記周波
数分析器により分析された目標体のエンジン音波の周波
数が味方の航空機のエンジン音波の周波数に一致しない
場合は味方と識別し、推進力発生手段を駆動しないよう
にしたものである。
【００１３】また、第６の発明による飛しょう体は、捕
捉追尾手段が目標体を捕捉した回数をカウントするカウ
ンターと、このカウンターによりカウントされた目標体
が予め設定された通過機数と一致した場合、前記推進力
発生手段を駆動する駆動制御手段とを備えたものであ
る。
【００１４】第７の発明による飛しょう体は、カウンタ
ーによりカウントされた目標体が予め設定された通過機
数と一致しない場合は、推進力発生手段を駆動しないよ
うにしたものである。
【００１５】また、第８の発明による飛しょう体は、母
機又は味方の随伴機から推進力発生手段の駆動指令信号
を受信する受信機をを備えて成るものである。
【００１６】第９の発明による飛しょう体は、前記抑制
手段を展開式パラシュートで構成したものである。
【００１７】
【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を示す構成図であり、図において１５は飛
しょう体、１６は高度計、１７は展開式のパラシュー
ト、１８は分離機構、１９はアンテナ、２０は点火制御
装置である。図２はこの発明の実施の形態１の運用形態
を示す説明図であり、図において、２１は滑空経路制御
を開始した飛しょう体、２２は高度を上昇させている飛
しょう体、２３はパラシュートを展開した飛しょう体、
２４は味方の航空機、２５は味方の航空機２４を識別し
た飛しょう体、２６は目標体を捕捉した飛しょう体、２
７は会合に成功した飛しょう体、イは図９と同じ会合に
必要な旋回荷重倍数、ウは図９と同じ旋回荷重倍数イを
達成するのに必要な飛しょう体の速度、エは飛しょう体
１５の飛しょう経路、オはパラシュートを展開する設定
高度、カは味方の航空機２４から発信される味方識別信
号である。
【００１８】まず図１において、この発明の実施の形態
１の構成を説明する。図において、飛しょう体１５は、
胴体２の後方には飛しょう体が母機から分離した後に滑
空して飛しょう体の高度を上昇させる操舵翼７を、胴体
２の内部には高度計１６を、胴体２の後端部には高度計
１６により検出された飛しょう体１５の高度が所定の位
置に達したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑
制する展開式のパラシュート１７を、胴体２の前方には
目標体を捕捉して追尾するためのシーカー３を、胴体２
の内部には飛しょう体に推進力を与えるロケットモータ
ー４を、展開式のパラシュート１７と胴体２との間には
目標体を捕捉してロケットモーター４を点火させたとき
に展開式のパラシュート１７を分離させる分離機構１８
を備えている他、目標体の敵味方を識別する手段を有
し、この手段は、胴体２の側面には味方識別信号の受信
機となるアンテナ１９を設け、胴体２の内部には目標体
から味方識別信号が発信されていない場合で目標体から
の電波を受信した場合、敵と識別するものであり、敵と
識別された場合はロケットモーター４を点火する点火制
御装置２０をも備えている。
【００１９】次に図２において、この発明の実施の形態
１の運用形態を説明する。母機９の後方より目標体１０
が飛来してきたときに、飛しょう体１５は母機９より投
下され母機９の後方で降下するが、飛しょう体１５はロ
ケットモーター４には点火せずに操舵翼７を用いて２１
のごとく滑空経路制御を開始して、２２のごとく高度を
上昇させる。
【００２０】飛しょう体１５は高度上昇を続けるが、高
度計１６により検出された高度が所定の位置オに達した
ときに飛しょう体１５は２３のごとく展開式のパラシュ
ート１７を展開し、飛しょう体１５の高度の低下を抑制
させる。その後、飛しょう体１５はシーカー３で目標体
を捜索し、捕捉するが、その際、２５のごとくアンテナ
１９により味方の航空機２４から味方の識別信号カを受
信した場合には、目標体を味方の航空機として認識し、
点火制御装置２０はロケットモーター４の点火を見送
る。
【００２１】以後、飛しょう体１５は再び新たな目標体
を捜索し、目標体１０を捕捉して、味方の識別信号が発
信されていないことを確認した後に、２６のごとく点火
制御装置２０はロケットモーター４を点火させると同時
に、分離機構１８を作動させ飛しょう体１５と展開式の
パラシュート１７を分離する。ロケットモーター４の推
力を得た飛しょう体１５は、ロケットモーター４の推力
と重力とから成される大きな加速度をもって、下方にあ
る目標体１０に向け速度を急激に上昇させ、２７のごと
く会合に必要な旋回荷重倍数イを達成するのに必要な速
度ウを得ることができ、目標体１０を撃破することがで
きる。
【００２２】飛しょう体１５は、飛しょう経路エに示さ
れるように、投下された時点で保有していた運動エネル
ギーを一旦位置エネルギーに変換して貯えておき、なお
且つロケットモーター４の推力を同一速度ベクトルへの
加速に利用しているため、飛しょう体１５は母機９から
後方に発射されるにも関わらず、目標体１０との会合時
での速度エネルギーに対しての変換効率は優れている。
結果として、従来の飛しょう体に比べ、目標体１０が遠
くにある場合でも大きな存速が得られるため、会合時に
旋回荷重倍数が不足することなく目標体１０を撃破する
ことができる。
【００２３】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２を示す構成図であり、図において、２８は集音機、
２９は周波数分析器である。図４はこの発明の実施の形
態２の運用形態を示す説明図であり、図において、キは
味方の航空機２４のエンジン音波である。
【００２４】まず図３において、この発明の実施の形態
２の構成を説明する。図において、飛しょう体１５は、
胴体２の後方には飛しょう体が母機から分離した後に滑
空して飛しょう体の高度を上昇させる操舵翼７を、胴体
２の内部には高度計１６を、胴体２の後端部には高度計
１６により検出された飛しょう体１５の高度が所定の位
置に達したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑
制する展開式のパラシュート１７を、胴体２の前方には
目標体を捕捉して追尾するためのシーカー３を、胴体２
の内部には飛しょう体に推進力を与えるロケットモータ
ー４を、展開式のパラシュート１７と胴体２との間には
目標体を捕捉してロケットモーター４を点火させたとき
に展開式のパラシュート１７を分離させる分離機構１８
を備えている他、目標体の敵味方を識別する手段を有
し、この手段は胴体２の側面には目標体のエンジン音波
を計測する集音機２８を、胴体２の内部には集音機２８
により計測した目標体のエンジン音波の周波数を分析す
る周波数分析器２９と目標体のエンジン音波の周波数が
味方のエンジン音波の周波数のデータベースと一致しな
い場合、敵と識別する手段からなり、また敵と識別され
た場合、ロケットモーター４を点火する点火制御装置２
０をも備えている。
【００２５】次に図４において、この発明の実施の形態
２の運用形態を説明する。母機９の後方より目標体１０
が飛来してきたときに、飛しょう体１５は母機９より投
下され母機９の後方で降下するが、飛しょう体１５はロ
ケットモーター４には点火せずに操舵翼７を用いて２１
のごとく滑空経路制御を開始して、２２のごとく高度を
上昇させる。飛しょう体１５は高度上昇を続けるが、高
度計１６により検出された高度が所定の位置オに達した
ときに飛しょう体１５は２３のごとく展開式のパラシュ
ート１７を展開し、飛しょう体１５の高度の低下を抑制
させる。
【００２６】その後、飛しょう体１５はシーカー３で目
標体を捜索し、捕捉するが、その際、２５のごとく飛し
ょう体１５の集音機２８が味方の航空機２４のエンジン
音波キを計測した場合には、周波数分析器２９において
味方の航空機のエンジン音波の周波数のデータベースと
照合することにより、目標体を味方の航空機であると認
識し、点火制御装置２０はロケットモーター４の点火を
見送る。
【００２７】以後、飛しょう体１５は再び新たな目標体
を捜索し、捕捉して、周波数分析器２９において味方の
航空機のエンジン音波の周波数のデータベースと照合し
ない場合には、２６のごとく点火制御装置２０はロケッ
トモーター４を点火させると同時に、分離機構１８を作
動させ飛しょう体１５と展開式のパラシュート１７を分
離する。ロケットモーター４の推力を得た飛しょう体１
５は、ロケットモーター４の推力と重力とから成される
大きな加速度をもって、下方にある目標体１０に向け速
度を急激に上昇させ、２７のごとく会合に必要な旋回荷
重倍数イを達成するのに必要な速度ウを得ることがで
き、目標体１０を撃破することができる。
【００２８】実施の形態３．図５はこの発明の実施の形
態３を示す構成図であり、図において、３０はカウンタ
ーである。図６はこの発明の実施の形態３の運用形態を
示す説明図であり、図において、３１は航空機２４の捕
捉を見送った飛しょう体である。
【００２９】まず図５において、この発明の実施の形態
３の構成を説明する。図において、飛しょう体１５は、
胴体２の後方には飛しょう体が母機から分離した後に滑
空して飛しょう体の高度を上昇させる操舵翼７を、胴体
２の内部には高度計１６を、胴体２の後端部には高度計
１６により検出された飛しょう体１５の高度が所定の位
置に達したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑
制する展開式のパラシュート１７を、胴体２の前方には
目標体を捕捉して追尾するためのシーカー３を、胴体２
の内部には飛しょう体に推進力を与えるロケットモータ
ー４を、展開式のパラシュート１７と胴体２との間には
目標体を捕捉してロケットモーター４を点火させたとき
に展開式のパラシュート１７を分離させる分離機構１８
を備えている他、所定の通過機数後の目標体に対して攻
撃を開始する手段として、胴体２の内部にはシーカー３
で捕捉した目標体の回数をカウントするカウンター３０
とカウンター３０によりカウントされた目標体の捕捉回
数が所定の値に到達した場合に限りロケットモーター４
を点火する点火制御装置２０をも備えている。
【００３０】次に図６において、この発明の実施の形態
３の運用形態を説明する。母機９の後方より目標体１０
が飛来してきたときに、飛しょう体１５は母機９より投
下され母機９の後方で降下するが、飛しょう体１５はロ
ケットモーター４には点火せずに操舵翼７を用いて２１
のごとく滑空経路制御を開始して、２２のごとく高度を
上昇させる。飛しょう体１５は高度上昇を続けるが、高
度計１６により検出された高度が所定の位置オに達した
ときに飛しょう体１５は２３のごとく展開式のパラシュ
ート１７を展開し、飛しょう体１５の高度の低下を抑制
させる。
【００３１】その後、飛しょう体１５はシーカー３で目
標体を捜索し、航空機２４等を捕捉するが、その際、シ
ーカー３の捕捉回数が所定の値に達しない場合には、３
１のごとく点火制御装置２０はロケットモーター４の点
火を見送る。以後、飛しょう体１５は再び新たな目標体
を捜索し続けるが、目標体をの捕捉回数が所定の値に到
達した場合には、２６のごとく点火制御装置２０はロケ
ットモーター４を点火させると同時に、分離機構１８を
作動させ飛しょう体１５と展開式のパラシュート１７を
分離する。
【００３２】ロケットモーター４の推力を得た飛しょう
体１５は、ロケットモーター４の推力と重力とから成さ
れる大きな加速度をもって、下方にある目標体１０に向
け速度を急激に上昇させ、２７のごとく会合に必要な旋
回荷重倍数イを達成するのに必要な速度ウを得ることが
でき、目標体１０を撃破することができる。
【００３３】実施の形態４．図７はこの発明の実施の形
態４を示す説明図であり、図において、９は図９と同じ
母機、１０は図９と同じ目標体、１５は図１と同じ飛し
ょう体、２１は図２と同じ滑空経路制御を開始した飛し
ょう体、２２は図２と同じ高度を上昇させている飛しょ
う体、２３は図２と同じパラシュートを展開した飛しょ
う体、３２は味方の随伴機、３３は随伴機の指令を受け
ロケットモーターに点火した飛しょう体、２７は図２と
同じ会合に成功した飛しょう体、イは図９と同じ会合に
必要な旋回荷重倍数、ウは図９と同じ旋回荷重倍数イを
達成するのに必要な飛しょう体の速度、エは図２と同じ
飛しょう体１５の飛しょう経路、オは図２と同じパラシ
ュートを展開する設定高度、ケはロケットモーターの点
火指令信号である。
【００３４】まず図１において、この発明の実施の形態
４の構成を説明する。図において、飛しょう体１５は、
胴体２の後方には飛しょう体が母機から分離した後に滑
空して飛しょう体の高度を上昇させる操舵翼７を、胴体
２の内部には高度計１６を、胴体２の後端部には高度計
１６により検出された飛しょう体１５の高度が所定の位
置に達したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑
制する展開式のパラシュート１７を、胴体２の前方には
目標体を捕捉して追尾するためのシーカー３を、胴体２
の内部には飛しょう体に推進力を与えるロケットモータ
ー４を、展開式のパラシュート１７と胴体２との間には
目標体を捕捉してロケットモーター４を点火させたとき
に展開式のパラシュート１７を分離させる分離機構１８
を備えている他、随伴機３２のパイロットによるマニュ
アル操作を可能にする手段として、胴体２の側面にはア
ンテナ１９とアンテナ１９により受信した随伴機３２か
らの指令に従いロケットモーター４を点火する点火制御
装置２０をも備えている。
【００３５】次に図７において、この発明の実施の形態
４の運用形態を説明する。母機９の後方より目標体１０
が飛来してきたときに、飛しょう体１５は母機９より投
下され母機９の後方で降下するが、飛しょう体１５はロ
ケットモーター４には点火せずに操舵翼７を用いて２１
のごとく滑空経路制御を開始して、２２のごとく高度を
上昇させる。飛しょう体１５は高度上昇を続けるが、高
度計１６により検出された高度が所定の位置オに達した
ときに飛しょう体１５は２３のごとく展開式のパラシュ
ート１７を展開し、飛しょう体１５の高度の低下を抑制
させる。その後、飛しょう体１５はシーカー３で目標体
を捜索し続ける。
【００３６】随伴機３２は、目標体１０の飛行経路を見
極めながら、飛しょう体１５のアンテナ１９に対してロ
ケットモーター４の点火指令信号ケを送信し、３３のご
とく点火制御装置２０はロケットモーター４を点火させ
ると同時に、分離機構１８を作動させ飛しょう体１５と
展開式のパラシュート１７を分離する。ロケットモータ
ー４の推力を得た飛しょう体１５は、ロケットモーター
４の推力と重力とから成される大きな加速度をもって、
下方にある目標体１０に向け速度を急激に上昇させ、２
７のごとく会合に必要な旋回荷重倍数イを達成するのに
必要な速度ウを得ることができ、目標体１０を撃破する
ことができる。
【００３７】なお、実施の形態１〜４において、高度計
１６により検出された高度が所定の位置に達したときに
飛しょう体１５は展開式のパラシュート１７を展開する
ようにしたが、高度計の代えて飛しょう体の速度を検出
する速度計を設け、当該検出された速度が所定の値に達
したとき展開式のパラシュート１７を展開するようにし
ても良い。また、胴体の所定部（例えば側面）に圧力計
を設け、飛しょう体が航空機から投下された時点の圧力
と前記圧力計により検出された圧力との差圧がが所定の
値に達したときに展開式のパラシュート１７を展開する
ようにしても良い。
【００３８】また、飛しょう体の高度が所定の位置に達
したときに展開して飛しょう体の高度の低下を抑制する
抑制手段として、展開式のパラシュートを例に上げて説
明したが、例えばガスジェネレータと分離機構により分
離可能であって前記ガスジェネレータにより発生したガ
スを覆い飛しょう体に浮力を与える展開式の皮膜とで構
成しても良い。
【００３９】
【発明の効果】第１から第５、第８、第９の発明によれ
ば、目標体が遠くにある場合でも大きな存速が得られ、
会合時に旋回荷重倍数が不足することなく目標体を撃破
することができる。また、目標体の敵味方の識別を行う
機能を有しているため、敵味方が入り乱れた空中戦にお
いては、味方の航空機を誤って撃墜することを防止でき
る。
【００４０】また、第４、第５の発明によれば、目標体
の敵味方の識別を行う手段として、エンジン音波の周波
数を判定材料にしているため、電波妨害が積極的に行わ
れている戦闘空域下においては、敵味方の識別効果が優
れている。
【００４１】第６、第７の発明によれば、目標体の捕捉
数をカウントして所定の通過機数後の目標体に対して攻
撃を行うデコイ機能を有しているため、敵味方が入り乱
れた空中戦においては、より高等な戦術を行うことがで
きる。
【００４２】また、第８の発明によれば、随伴機のパイ
ロットによるマニュアル操作により飛しょう体の推進力
発生手段を駆動する機能を有しているため、敵味方が入
り乱れた空中戦においては、味方の随伴機との連携によ
り敵機の不意を突いた戦術を行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 この発明の実施の形態１を示す構成図であ
る。
【図２】 この発明の実施の形態１を示す説明図であ
る。
【図３】 この発明の実施の形態２を示す構成図であ
る。
【図４】 この発明の実施の形態２を示す説明図であ
る。
【図５】 この発明の実施の形態３を示す構成図であ
る。
【図６】 この発明の実施の形態３を示す説明図であ
る。
【図７】 この発明の実施の形態４を示す説明図であ
る。
【図８】 従来の飛しょう体の構成図である。
【図９】 従来の飛しょう体の説明図である。
【符号の説明】
２ 胴体、３ シーカー、４ ロケットモーター、５
推力偏向装置、６ ノズルカバー、７ 操舵翼、８ 安
定翼、９ 母機、１０ 目標体、１５ 飛しょう体、１
６ 高度計、１７ 展開式のパラシュート、１８ 分離
機構、１９ アンテナ、２０ 点火制御装置、２４ 味
方の航空機、２８ 集音機、２９ 周波数分析器、３０
カウンター、３２ 味方の随伴機。
フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｇ０１Ｓ 13/66 Ｇ０１Ｓ 13/66 13/78 13/78 13/88 13/88 Ｍ

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 後方の目標体に向けて発射される飛しょ
    う体において、前記飛しょう体の胴体後方に設けられ、
    飛しょう体が母機から分離した後に滑空して飛しょう体
    の高度を上昇させる操舵翼と、胴体の所定部に設けら
    れ、飛しょう体の高度が所定の位置に達したときに展開
    して飛しょう体の高度の低下を抑制する抑制手段と、胴
    体前方に設けられ、目標体を捕捉、追尾する捕捉追尾手
    段と、飛しょう体に推進力を与える推進力発生手段と、
    敵味方を識別する敵味方識別手段と、当該敵味方の識別
    結果により前記推進力発生手段を駆動する駆動制御装置
    と、前記捕捉追尾手段が目標体を捕捉し、前記推進力発
    生手段が駆動されたときに前記抑制手段を分離させる分
    離機構とを備えたことを特徴とする飛しょう体。
  2. 【請求項２】 前記敵味方識別手段は、目標体及び味方
    航空機から発信される異なる電波を受信するアンテナ
    と、前記アンテナにより受信された電波に味方の識別信
    号が無い場合、敵と識別する手段とを備えたことを特徴
    とする請求項１記載の飛しょう体。
  3. 【請求項３】 敵味方識別手段は、目標体及び味方航空
    機から発信される異なる電波を受信するアンテナと、前
    記アンテナにより受信された電波に味方の識別信号が有
    る場合、味方と識別する手段とを備え、味方の識別信号
    を受信した場合は、前記推進力発生手段を駆動しないこ
    とを特徴とする請求項１又は２記載の飛しょう体。
  4. 【請求項４】 前記敵味方識別手段は、目標体のエンジ
    ン音波を受信する集音機と、前記集音機により受信され
    た音波の周波数を分析する周波数分析器と、前記周波数
    分析器により分析された目標体のエンジン音波の周波数
    が味方の航空機のエンジン音波の周波数に一致しない場
    合、敵と識別する手段とを備えたことを特徴とする請求
    項１記載の飛しょう体。
  5. 【請求項５】 前記敵味方識別手段は、目標体のエンジ
    ン音波を受信する集音機と、前記集音機により受信され
    た音波の周波数を分析する周波数分析器と、前記周波数
    分析器により分析された目標体のエンジン音波の周波数
    が味方の航空機のエンジン音波の周波数と一致している
    場合、味方と識別する手段とを備え、前記周波数分析器
    により分析された目標体のエンジン音波の周波数が味方
    の航空機のエンジン音波の周波数と一致している場合、
    前記推進力発生手段を駆動しないことを特徴とする請求
    項１又は４記載の飛しょう体。
  6. 【請求項６】 後方の目標体に向けて発射される飛しょ
    う体において、前記飛しょう体の胴体後方に設けられ、
    飛しょう体が母機から分離した後に滑空して飛しょう体
    の高度を上昇させる操舵翼と、胴体の所定部に設けら
    れ、飛しょう体の高度が所定の位置に達したときに展開
    して飛しょう体の高度の低下を抑制する抑制手段と、胴
    体前方に設けられ、目標体を捕捉、追尾する捕捉追尾手
    段と、飛しょう体に推進力を与える推進力発生手段と、
    前記捕捉追尾手段が目標体を捕捉した回数をカウントす
    るカウンターと、前記カウンターによりカウントされた
    目標体が予め設定された通過機数と一致した場合、前記
    推進力発生手段を駆動する駆動制御装置と、前記捕捉追
    尾手段が目標体を捕捉し、前記推進力発生手段が駆動さ
    れたときに前記抑制手段を分離させる分離機構とを備え
    たことを特徴とする飛しょう体。
  7. 【請求項７】 前記カウンターによりカウントされた目
    標体が予め設定された通過機数と一致しない場合は味方
    と識別する手段とを備え、前記カウンターによりカウン
    トされた目標体が予め設定された通過機数と一致しない
    場合は、前記推進力発生手段を駆動しないことを特徴と
    する請求項６記載の飛しょう体。
  8. 【請求項８】 前記飛しょう体の胴体側面に設けられ母
    機又は味方の随伴機から推進手段の駆動指令信号を受信
    する受信機を備えたたことを特徴とする請求項１記載の
    飛しょう体。
  9. 【請求項９】 前記抑制手段は、展開式パラシュートで
    構成されたことを特徴とする請求項１〜８いずれかに記
    載の飛しょう体。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105375102A (zh) * 2015-12-14 2016-03-02 东南大学 纵向一体化火箭筒集成天线
CN111717401A (zh) * 2020-06-04 2020-09-29 天津爱思达航天科技有限公司 一种用于飞行器尾部降落伞的快速分离机构和飞行器
CN113648568A (zh) * 2021-07-30 2021-11-16 北斗时空位置服务(北京)有限公司 一种制导灭火弹的分离机构

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