JP2003156300A - 飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 航空機から前方又は後方の目標体に向けて発
射される飛しょう体において、全方位に対処可能で、ま
た後方の目標体を攻撃する際に目標体が遠くにある場合
でも、飛しょう体が会合時に大きな旋回荷重倍数を得る
ことができる飛しょう体を提案する。 【解決手段】 発射筒の胴体後方に設けられ、発射筒が
母機から分離した後に滑空して発射筒の高度を上昇させ
る操舵翼と、発射筒の胴体の所定部に設けられ、発射筒
の高度を推定する高度推定手段と、発射筒の胴体後端部
に設けられ、発射筒が所定の高度に到達したときに発射
筒の高度の低下を抑制させる高度低下抑制手段とを備え
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、航空機から分離
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とその発射筒の構成図であ
る。図において、１は母機のパイロン、２は発射筒、３
は従来の飛しょう体、４は胴体、５はシーカー、６はロ
ケットモーター、７は推力偏向装置、８はカバー、９は
操舵翼、１０は安定翼である。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、２、３は図８と同じも
のであり、１１は母機、１２は目標体、１３は減速して
いる飛しょう体、１４は速度０の飛しょう体、１５は加
速している飛しょう体、１６は会合に失敗した飛しょう
体、アは従来の飛しょう体の飛しょう経路、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り、一般的には旋回荷重倍数の大
きさは飛しょう体の飛しょう速度の２乗に比例するもの
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とその発射筒
の構成を説明する。図において、母機のパイロン１に固
定された発射筒２の内部には飛しょう体３が装填されて
おり、飛しょう体３の胴体４には母機の進行方向側にあ
たる前方にカバー８で覆われたロケットモーター６と推
力偏向装置７の他、安定翼１０が設けられており、胴体
４の後方には目標体を捕捉して追尾するためのシーカー
５と操舵翼９が設けられている。

【０００４】次に、図９において、従来の飛しょう体と
その発射筒の運用方法を説明する。図９（ａ）におい
て、飛しょう体３は母機１１のパイロンに固定された発
射筒２から後方の目標体１２に向けて発射された後、ロ
ケットモーター６を点火する直前まではカバー８を備
え、飛しょう体３にかかる圧力抵抗を低減させる他、飛
しょう体３まわりの気流の乱れによる振動等も防止す
る。１３のごとくロケットモーター６が点火した後は、
カバー８は分離され、操舵翼９と安定翼１０とで空力的
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。飛しょう体３は減速を続
け、１４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７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６の余剰推力により１
５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。

【０００５】飛しょう体３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６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３と目標体１２との距離が長い場合には、１６の
ごとく飛しょう体３は会合に必要な図９（ｂ）と（ｃ）
で示される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１２を撃破できない等
の問題があった。また、飛しょう体３は後方目標対処の
専用弾であるため、前方目標体対処のためには、前方に
発射させる既存の飛しょう体と併装して運用する必要が
ある等の問題もあった。なお、上述した図２（ａ）から
（ｃ）は、右横方向が経過時間を示し、その経過時間が
同じ時刻になるようにスケールを合わせている。

【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とその発射筒の
構成では、全方位対処不可能な後方目標体対処の専用弾
であり、また後方目標体対処の専用弾としても、飛しょ
う体が逆噴射する際にエネルギーの損失が大きいため、
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、係る課題を解決するためにな
されたものであり、航空機から分離され目標体に向けて
飛しょうする飛しょう体において、前方にも後方にも飛
しょうでき、また、母機から分離され後方に向けて飛し
ょうする際に、後方の目標体が遠くにあっても目標との
会合時に大きな旋回荷重倍数を得ることができる、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、第１の機体と、母機からの分離後に前記第１の
機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機か
ら分離された後の前記操舵翼の操舵によって前記第１の
機体が上昇し所望の高度に達した後、抗力または浮力を
与えて前記第１の機体の高度の低下を抑制する高度低下
抑制手段と、前記高度低下抑制手段によって高度の低下
が抑制された後、前記第１の機体に内装された第２の機
体を分離する分離手段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、第
１の機体と、母機からの分離後に前記機体を上昇させる
ように駆動する操舵翼と、前記母機から分離された後の
前記操舵翼の操舵によって前記第１の機体が上昇し、所
望の高度に達したときに展開するパラシュートと、前記
パラシュートの展開した後に前記第１の機体に内装され
た第２の機体を分離する分離手段とを備えたものであ
る。

【００１０】また、第３の発明による飛しょう体は、第
１の機体と、母機からの分離後に前記機体を上昇させる
ように駆動する操舵翼と、前記母機から分離された後の
前記操舵翼の操舵によって前記第１の機体が上昇し、所
望の高度に達したときに膨張する皮膜と、前記皮膜の膨
張した後に前記第１の機体に内装された第２の機体を分
離する分離手段とを備えたものである。

【００１１】また、第４の発明による飛しょう体は、第
１の機体と、母機からの分離後に前記機体を上昇させる
ように駆動する操舵翼と、前記母機から分離された後の
前記操舵翼の操舵によって前記第１の機体が上昇し、所
望の高度に達したときに下方向に噴射するサイドスラス
ターと、前記サイドスラスターの噴射した後に前記第１
の機体に内装された第２の機体を分離する分離手段とを
備えたものである。

【００１２】また、第５の発明による飛しょう体は、第
１の機体と、母機からの分離後に前記機体を上昇させる
ように駆動する操舵翼と、前記母機から分離された後の
前記操舵翼の操舵によって上昇し、所望の高度に達した
ときに展開するストレーキと、前記ストレーキが展開し
た後に前記第１の機体に内装された第２の機体を分離す
る分離手段とを備えたものである。

【００１３】また、第６の発明による飛しょう体は、第
１の機体と、母機からの分離後に機体を上昇させるよう
に操舵され、当該操舵によって第１の機体が上昇し所望
の高度に達したときに、舵面を気流に対して抗する方向
に駆動される操舵翼と、前記操舵翼が展開した後に前記
第１の機体に内装された第２の機体を分離する分離手段
とを備えたものである。

【００１４】また、第７の発明による飛しょう体は、母
機から発射筒の高度情報を得て、前記第１の機体の高度
を推定する高度推定手段を備えたものである。

【００１５】また、第８の発明による飛しょう体は、第
１から第６のいずれかの発明において、大気圧計を有
し、前記第１の機体の高度を推定する高度推定手段を備
えたものである。

【００１６】また、第９の発明による飛しょう体は、第
１から第６のいずれかの発明において、大気圧計と、母
機からの分離時に母機から得た高度情報、及び母機から
の分離前の大気圧と母機からの分離後の大気圧の差の情
報に基づいて、前記第１の機体の高度を推定する高度推
定手段とを備えたものである。

【００１７】また、第１０の発明による飛しょう体は、
第１の機体と、母機からの分離後に前記第１の機体を上
昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機から分離さ
れた後の前記操舵翼の操舵によって前記第１の機体が上
昇し所望の高度に達した後、抗力または浮力を与えて前
記第１の機体の高度の低下を抑制する高度低下抑制手段
と、前記高度低下抑制手段によって高度の低下が抑制さ
れた後、前記第１の機体に内装された第２の機体に推力
を与え、前記第２の機体を分離するロケットモータとを
備えたものである

【００１８】また、第１１の発明による飛しょう体は、
母機からの分離後に前記機体を上昇させるように駆動す
る操舵翼を有した第１の機体と、前記第１の機体に内装
され、前記母機から分離された後の前記操舵翼の操舵に
よって前記第１の機体が上昇し所望の高度に達した後、
前記第１の機体から分離される第２の機体と、前記第２
の機体に設けられ、推力を発生するロケットモータとを
備えたものである。

【００１９】また、第１２の発明による飛しょう体は、
第１０または第１１の発明において、目標体の存在を検
知するシーカを備え、前記ロケットモータは、前記シー
カによる目標体の検知に応じて推力を発生するものであ
る。

【００２０】また、第１３の発明による飛しょう体は、
第１２の発明において、前記シーカが目標体の存在を検
知した後、前記目標体の識別を行う判別手段を備えたも
のである

【００２１】また、第１４の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第１の機体は、アンテナ
と、前記アンテナにより受信された電波における識別信
号の有無に応じて目標体を識別する判別手段と、前記判
別手段の識別結果に応じて、新たな目標体の捜索もしく
は目標体との会合のいずれか一方を、前記第２の機体に
対して指示する指示手段とを備え、前記第２の機体は、
目標体の存在を検知するシーカと、前記シーカによる目
標体の検知に応じて前記ロケットモータに対して推力の
発生を指示する制御手段を備えたものである。

【００２２】また、第１５の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第１の機体は、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
波数に基づいて目標体を識別する判別手段と、前記判別
手段の識別結果に応じて、新たな目標体の捜索もしくは
目標体との会合のいずれか一方を、前記第２の機体に対
して指示する指示手段とを備え、前記第２の機体は、目
標体の存在を検知するシーカと、前記シーカによる目標
体の検知に応じて前記ロケットモータに対して推力の発
生を指示する制御手段とを備えたものである。

【００２３】また、第１６の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第２の機体は、目標体の存
在を検知するシーカと、前記シーカによる目標体の検知
に応じて前記ロケットモータに対して推力の発生を指示
する制御手段とを備え、前記第１の機体は、前記第２の
機体のシーカ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
体の捕捉回数が予め設定された通過機数と一致しない場
合は、前記第２の機体に対して新たな目標体の捜索を指
示し、前記カウンターによりカウントされた目標体の捕
捉回数が予め設定された通過機数と一致する場合には、
前記第２の機体に対して目標体との会合を指示する指示
手段とを備えたものである。

【００２４】また、第１７の発明による飛しょう体は、
第１３から第１６のいずれかの発明において、前記制御
手段は、前記シーカによる目標体の検知と前記判別手段
での識別結果に応じて、前記第２の機体のロケットモー
タに推力の発生を指示するものである。

【００２５】また、第１８の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第１の機体は、母機または
他の航空機からの指示情報を受信するテレメータ受信機
と、前記テレメータ受信機で受信した指示情報に基づい
て前記第２の機体に対して目標体との会合を指示するも
のである。

【００２６】また、第１９の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第１の機体が所望の高度に
達した後、抗力または浮力を与えて高度の低下を抑制す
る高度低下抑制手段と、前記高度低下抑制手段によって
高度の低下が抑制されている間に、目標体の存在を検知
するシーカとを備え、前記ロケットモータは、前記シー
カによる目標体の検知に応じて推力を発生するものであ
る。

【００２７】また、第２０の発明による飛しょう体は、
第１１の発明において、前記第１の機体は、前端部と後
端部に開閉可能なカバーが設けられ、当該前端部または
後端部のカバーのいずれか一方を開き、その開かれたカ
バーの方向へ前記第２の機体を分離するものである。

【００２８】

【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、２、
８、９は図８と同様のものであり、１７は第１の機体で
ある発射筒の胴体、１８は発射筒の胴体１７に内装さ
れ、自己の胴体後方に操舵翼が設けられ、自己の胴体の
後端部にロケットモータが内蔵され、かつ自己の胴体の
前部にシーカが設けられた、第２の機体である既存の飛
しょう体であって、発射筒の胴体１７から分離される前
に、発射筒内に設けられた保持部によって保持されてい
る。また、１９は発射筒の胴体１７に設けられ、母機か
らの分離前に母機の保持機構に支持され、母機からの分
離時に母機の保持機構から分離されるラグ、２０は発射
筒の胴体１７に設けられ、母機からの分離前に母機と接
続され、母機からの分離時に母機から切り離される信号
ケーブル、２１は大気圧計、２２はアンテナ、２３は判
別装置、２４はテレメーター受信機、２５は分離機構、
２６は展開式のパラシュートである。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、２は図８と同じもの、１１、１２、イ、ウは図９と
同じもの、１８、２４は図１と同じもの、２７は滑空経
路制御を開始した発射筒、２８は高度を上昇させている
発射筒、２９は高度低下を抑制している発射筒、３０は
目標体を捕捉した飛しょう体、３１は会合に成功した飛
しょう体、エは発射筒の飛しょう経路、オは母機からの
高度指令値、カは設定高度である。

【００２９】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１（ａ）において、発射筒２
は、内部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体
１７の上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離さ
せるためのラグ１９と母機から発射筒２の高度の初期情
報を得るための信号ケーブル２０とを、胴体１７の後方
には発射筒２が母機から分離した後に滑空して発射筒２
の高度を上昇させる操舵翼９を、胴体１７の先端には母
機から高度指令を受けるテレメーター受信機２４と既存
の飛しょう体１８の発射口を塞ぐカバー８とを、胴体１
７の側面には発射筒２の高度を推定するための大気圧計
２１を、胴体１７の後端部には発射筒２が所定の高度に
達したときに図１（ａ）から図１（ｂ）のごとく展開し
て発射筒２の高度の低下を抑制する展開式のパラシュー
ト２６とそのカバー８とを、又胴体１７と前後のカバー
８との間には所定の時期に達したときに両者を分離させ
る分離機構２５を、胴体１７の所定部にはアンテナ２２
とアンテナ２２により受信した目標体からの電波に味方
の識別信号が含まれているか否かを判別する判別装置２
３をそれぞれ備えている。

【００３０】次に図１及び図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。図２（ａ）におい
て、母機１１の後方より目標体１２が飛来してきたとき
に、発射筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で
降下するが、発射筒２は操舵翼９を用いて揚力を発生さ
せ、エのごとく滑空経路を描きながら高度上昇を開始す
るとともに、２８のごとく母機１１からテレメータ受信
機２４を介して高度指令値オを受信しながら所定の高度
まで上昇を続ける。発射筒２が図２（ｂ）に示す所定の
高度カに達したときに、発射筒２は図１（ｂ）のごとく
前後のカバー８を分離機構２５により分離させ、胴体１
７前方においては内装されている飛しょう体１８のシー
カー部を外部に露出させ、又胴体１７後方においては展
開式のパラシュート２６を展開して抗力を発生させ、２
９のごとく発射筒２の高度の低下を抑制させる。更に、
操舵翼９においては、舵面を気流に対してエアブレーキ
に作用する方向に変化させて抗力を発生させ、発射筒２
の高度の低下を更に抑制させる。

【００３１】その後、発射筒２に内装されている飛しょ
う体１８は自らのシーカーで目標体１２を捜索し目標体
１２を捕捉して目標体１２の存在を検知するが、発射筒
２はアンテナ２２により受信した目標体１２からの電波
に味方の識別信号が含まれているか否かを判別装置２３
により判別する。判別装置２３での判別の結果を受ける
と図示しない指示手段は、目標体１２から味方の識別信
号が発せられている場合には、発射筒２が飛しょう体１
８に対して目標体１２の追尾の中断と新たな目標体の捜
索を行うように指示し、目標体１２から味方の識別信号
が発せられていない場合には、発射筒２が飛しょう体１
８に対して３０のごとく目標体１２の追尾の続行とロケ
ットモーターを点火させるように点火指示を送る。飛し
ょう体１８は、この点火指示を受けてロケットモータの
点火を制御して推力を発生し、この推力によって飛しょ
う体１８は発射筒２内の保持部を破断させ、発射筒２か
ら分離し発射筒内から離脱して、目標体１２と会合する
ように目標体１２に向けて飛しょうを開始する。飛しょ
う体１８は、ロケットモーター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１２に向
け速度を急激に上昇させ、３１のごとく会合に必要な旋
回荷重倍数イ（図２（ｄ）に示す）を達成するのに必要
な速度ウ（図２（ｃ）に示す）を得ることができ、目標
体１２を撃破することができる。なお、上述した図２
（ａ）から（ｄ）は、右横方向が経過時間を示し、その
経過時間が同じ時刻になるようにスケールを合わせてい
る。

【００３２】なお、目標体に対して発射筒が敵味方を識
別する手段を備えているため、後続の味方航空機を誤爆
する恐れが無くなる。

【００３３】また、この発明の実施の形態１では、発射
筒２に設けられたテレメーター受信機２４を介して、母
機又は味方の随伴機から内装された飛しょう体の目標の
追尾の続行とロケットモーターの点火のマニュアル指示
を与えることもできる。この場合、随伴機のパイロット
によるマニュアル操作により発射筒より飛しょう体を発
射させ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。

【００３４】また、もし母機１１が電子戦下にあり妨害
電波照射を受ける等の理由で発射筒２に対して高度指令
値を送信できない場合や、発射筒２にスタンドオフ性を
持たせて運用させたい場合には、発射筒２が高度を推定
する手段としてテレメータ受信機２４を介して母機指令
信号を得る代わりに、胴体１７の側面に設けられた大気
圧計２１で高度を推定したり、発射筒２が投下される際
に信号ケーブル２０を介して母機１１から取得しておい
た発射筒２の投下時点の高度情報を初期値として、前記
大気圧計２１により計測された発射筒２の投下時の圧力
と滑空中に計測される圧力との差圧をもとに母機１１か
らの高度の増分を計算し、両者を加算することにより発
射筒２の高度をより正確に推定することもできる。この
場合、発射筒の高度を推定する手段として、投下後に母
機から情報を入手する必要が無いため、攻撃時に受ける
妨害電波に対する対環境性や母機のスタンドオフ性の面
で優れる。

【００３５】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の後
方に向けて発射される飛しょう体とその発射筒の構成に
比べエネルギー変換効率の面で優れている。結果とし
て、従来の飛しょう体とその発射筒の構成に比べ、目標
体１２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１
２を撃破することができることになる。

【００３６】なお、この発明の実施の形態１では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２の中に既存の飛しょう体１８を収納するだ
けの構成で全方位目標対処能力を持つことができる。

【００３７】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、２、８、９は図
８と同様のものであり、１７、１８、１９、２４、２
５、は図１と同じもの、３２はガスジェネレーター、３
３は展開式の皮膜である。

【００３８】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３（a）において、発射筒２
は、内部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体
１７の上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離さ
せるためのラグ１９を、胴体１７の後方には発射筒２が
母機から分離した後に滑空して発射筒の高度を上昇させ
る操舵翼９を、胴体１７の先端には母機から高度指令を
受けるテレメーター受信機２４と既存の飛しょう体１８
の発射口を塞ぐカバー８とを、胴体１７の後端部には発
射筒２が所定の高度に達したときに図３（a）から図３
（b）のごとく展開して発射筒２の高度の低下を抑制す
る展開式の皮膜３３と皮膜３３をガスにより展開させる
ためのガスジェネレーター３２とそれらを格納しておく
カバー８とを、又胴体１７と前後のカバー８との間には
所定の時期に達したときに両者を分離させる分離機構２
５をそれぞれ備えている。

【００３９】次に図２及び図３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。図２において、母機
１１の後方より目標体１２が飛来してきたときに、発射
筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で降下する
が、発射筒２は操舵翼９を用いてエのごとく滑空経路を
描きながら高度上昇を開始するとともに、２８のごとく
母機１１からテレメータ受信機２４を介して高度指令値
オを受信しながら所定の高度まで上昇を続ける。発射筒
２が所定の高度カに達したときに、発射筒２は図３
（b）のごとく前後のカバー８を分離機構２５により分
離させ、胴体１７前方においては内装されている飛しょ
う体１８のシーカー部を外部に露出させ、又胴体１７後
方においては展開式の皮膜３３をガスジェネレーター３
２で発生させたガスにより展開させて浮力を発生させ、
２９のごとく発射筒２の高度の低下を抑制させる。その
後、発射筒２に内装されている飛しょう体１８は自らの
シーカーで目標体１２を捜索し、目標体１２を捕捉した
時点で３０のごとくロケットモーターを点火させ、発射
筒２から離脱して目標体に向けて飛しょうを開始する。
飛しょう体１８は、ロケットモーターの推力と重力とか
ら成される大きな加速度をもって、下方にある目標体１
２に向け速度を急激に上昇させ、３１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１２を撃破することができる。

【００４０】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の飛
しょう体とその発射筒の構成に比べエネルギー変換効率
の面で優れている。結果として、従来の飛しょう体とそ
の発射筒の構成に比べ、目標体１２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１２を撃破することができるこ
とになる。

【００４１】なお、この発明の実施の形態２では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２と既存の飛しょう体１８との構成で全方位
目標対処能力を持つことになる。

【００４２】また、高度低下を抑制する手段として、ガ
スを媒体とする展開式の皮膜の浮力を用いるため、例え
ば実施の形態１に示したパラシュートによる抗力を発生
させる際に懸念されるワイヤーの絡み等で、パラシュー
トが折り畳まれた状態から展開できなくなるようなリス
クを回避でき、飛しょう体システムとしての信頼性が向
上する。

【００４３】実施の形態３．図４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、２、８、９は図
８と同様のものであり、１７、１８、１９、２４、２
５、は図１と同じもの、３４はサイドスラスターであ
る。

【００４４】まず図４において、この発明の実施の形態
３の構成を説明する。図４（a）において、発射筒２
は、内部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体
１７の上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離さ
せるためのラグ１９を、胴体１７の後方には発射筒２が
母機から分離した後に滑空して発射筒の高度を上昇させ
る操舵翼９を、胴体１７の先端には母機から高度指令を
受けるテレメーター受信機２４と既存の飛しょう体１８
の発射口を塞ぐカバー８とを、胴体１７の側面には発射
筒２が所定の高度に達したときに図４（a）から図４
（b）のごとく上向きの推力を発生させ発射筒２の高度
の低下を抑制するサイドスラスター３４を、又胴体１７
とカバー８との間には所定の時期に達したときに両者を
分離させる分離機構２５をそれぞれ備えている。

【００４５】次に図２及び図４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。図２において、母機
１１の後方より目標体１２が飛来してきたときに、発射
筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で降下する
が、発射筒２は操舵翼９を用いてエのごとく滑空経路を
描きながら高度上昇を開始するとともに、２８のごとく
母機１１からテレメータ受信機２４を介して高度指令値
オを受信しながら所定の高度まで上昇を続ける。発射筒
２が所定の高度カに達したときに、発射筒２は図４
（b）のごとく前後のカバー８を分離機構２５により分
離させ、胴体１７前方においては内装されている飛しょ
う体１８のシーカー部を外部に露出させ、又胴体１７側
面においてはサイドスラスター３４を作動させて下方向
にガスを噴射し、２９のごとく発射筒２の高度の低下を
抑制させる。その後、発射筒２に内装されている飛しょ
う体１８は自らのシーカーで目標体１２を捜索し、目標
体１２を捕捉した時点で３０のごとくロケットモーター
を点火させ、発射筒２から離脱して目標体に向けて飛し
ょうを開始する。飛しょう体１８は、ロケットモーター
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１２に向け速度を急激に上昇させ、３１
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１２を撃破するこ
とができる。

【００４６】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の飛
しょう体とその発射筒の構成に比べエネルギー変換効率
の面で優れている。結果として、従来の飛しょう体とそ
の発射筒の構成に比べ、目標体１２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１２を撃破することができるこ
とになる。

【００４７】なお、この発明の実施の形態３では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２と既存の飛しょう体１８との構成で全方位
目標対処能力を持つことになる。

【００４８】また、高度低下を抑制する手段として、サ
イドスラスターの推力をそれぞれ用いるため、高度の低
下を抑制させる際に懸念されるのワイヤーの絡み等のリ
スクが回避でき、飛しょう体システムとしての信頼性が
向上する。

【００４９】実施の形態４．図５はこの発明の実施の形
態４を示す構成図であり、図において、２、８、９は図
８と同様のものであり、１７、１８、１９、２４、２
５、は図１と同じもの、３５はストレーキである。

【００５０】まず図５において、この発明の実施の形態
４の構成を説明する。図５（a）において、発射筒２
は、内部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体
１７の上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離さ
せるためのラグ１９を、胴体１７の後方には発射筒２が
母機から分離した後に滑空して発射筒２の高度を上昇さ
せる操舵翼９を、胴体１７の先端には母機から高度指令
を受けるテレメーター受信機２４と既存の飛しょう体１
８の発射口を塞ぐカバー８とを、胴体１７の側面には発
射筒２が所定の高度に達したときに図５（a）から図５
（b）のごとく展開して抗力を発生させ、発射筒２の高
度の低下を抑制するストレーキ３５を、又胴体１７とカ
バー８との間には所定の時期に達したときに両者を分離
させる分離機構２５をそれぞれ備えている。

【００５１】次に図２及び図５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。図２において、母機
１１の後方より目標体１２が飛来してきたときに、発射
筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で降下する
が、発射筒２は操舵翼９を用いてエのごとく滑空経路を
描きながら高度上昇を開始するとともに、２８のごとく
母機１１からテレメータ受信機２４を介して高度指令値
オを受信しながら所定の高度まで上昇を続ける。発射筒
２が所定の高度カに達したときに、発射筒２は図５
（b）のごとく前後のカバー８を分離機構２５により分
離させ、胴体１７前方においては内装されている飛しょ
う体１８のシーカー部を外部に露出させ、又胴体１７側
面においてはストレーキ３５を展開させ、２９のごとく
発射筒２の高度の低下を抑制させる。その後、発射筒２
に内装されている飛しょう体１８は自らのシーカーで目
標体１２を捜索し、目標体１２を捕捉した時点で３０の
ごとくロケットモーターを点火させ、発射筒２から離脱
して目標体に向けて飛しょうを開始する。飛しょう体１
８は、ロケットモーター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１２に向け速度
を急激に上昇させ、３１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１２を撃破することができる。

【００５２】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の飛
しょう体とその発射筒の構成に比べエネルギー変換効率
の面で優れている。結果として、従来の飛しょう体とそ
の発射筒の構成に比べ、目標体１２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１２を撃破することができるこ
とになる。

【００５３】なお、この発明の実施の形態４では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２と既存の飛しょう体１８との構成で全方位
目標対処能力を持つことになる。

【００５４】また、高度低下を抑制する手段として、ス
トレーキの抗力を用いるため、ワイヤーの絡み等のリス
クが回避でき、飛しょう体システムとしての信頼性が向
上する。

【００５５】実施の形態５．図６はこの発明の実施の形
態５を示す構成図であり、図において、２、８、９は図
８と同様のものであり、１７、１８、１９、２３、２
４、２５、２６は図１と同じもの、３６は集音器であ
る。

【００５６】まず図６において、この発明の実施の形態
５の構成を説明する。図５aにおいて、発射筒２は、内
部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体１７の
上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離させるた
めのラグ１９を、胴体１７の後方には発射筒２が母機か
ら分離した後に滑空して発射筒２の高度を上昇させる操
舵翼９を、胴体１７の先端には母機から高度指令を受け
るテレメーター受信機２４と既存の飛しょう体１８の発
射口を塞ぐカバー８とを、胴体１７の後端部には発射筒
２が所定の高度に達したときに図６aから図６bのごとく
展開して発射筒２の高度の低下を抑制する展開式のパラ
シュート２６とそのカバー８とを、又胴体１７と前後の
カバー８との間には所定の時期に達したときに両者を分
離させる分離機構２５を、胴体１７の所定部には集音器
３６と集音器３６により収集した目標体のエンジンの音
波の周波数が味方の航空機のエンジンの音波の周波数の
データベースと一致するか否かを判別する判別装置２３
をそれぞれ備えている。

【００５７】次に図２及び図６において、この発明の実
施の形態５の運用形態を説明する。図２において、母機
１１の後方より目標体１２が飛来してきたときに、発射
筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で降下する
が、発射筒２は操舵翼９を用いてエのごとく滑空経路を
描きながら高度上昇を開始するとともに、２８のごとく
母機１１からテレメータ受信機２４を介して高度指令値
オを受信しながら所定の高度まで上昇を続ける。発射筒
２が所定の高度カに達したときに、発射筒２は図６bの
ごとく前後のカバー８を分離機構２５により分離させ、
胴体１７前方においては内装されている飛しょう体１８
のシーカー部を外部に露出させ、又胴体１７後方におい
ては展開式のパラシュート２６を展開し、２９のごとく
発射筒２の高度の低下を抑制させる。その後、発射筒２
に内装されている飛しょう体１８は自らのシーカーで目
標体１２を捜索し目標体１２を捕捉するが、発射筒２は
集音器３６により収集した目標体１２のエンジンの音波
の周波数が味方の航空機のエンジンの音波の周波数のデ
ータベースと一致するか否かを判別装置２３により判別
し、目標体１２のエンジンが味方の航空機の型式と一致
すると判断した場合には、発射筒２は飛しょう体１８に
対して目標体１２の追尾の中断と新たな目標体の捜索を
指示し、目標体１２のエンジンが味方の航空機の型式で
はないと判断した場合には、発射筒２は飛しょう体１８
に対して３０のごとく目標体１２の追尾の続行とロケッ
トモーターの点火指示を送り、飛しょう体１８は発射筒
２から離脱して目標体１２に向けて飛しょうを開始す
る。飛しょう体１８は、ロケットモーターの推力と重力
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１２に向け速度を急激に上昇させ、３１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１２を撃破することができる。

【００５８】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の飛
しょう体とその発射筒の構成に比べエネルギー変換効率
の面で優れている。結果として、従来の飛しょう体とそ
の発射筒の構成に比べ、目標体１２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１２を撃破することができるこ
とになる。

【００５９】なお、この発明の実施の形態２では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２と既存の飛しょう体１８との構成で全方位
目標対処能力を持つことになる。

【００６０】また、敵味方を判別する手段として、敵味
方を識別する電波信号の代わりに目標体のエンジンから
発せられる音波の周波数を利用するため、電波妨害が積
極的に用いら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。

【００６１】実施の形態６．図７はこの発明の実施の形
態６を示す構成図であり、図において、２、８、９は図
８と同様のものであり、１７、１８、１９、２３、２
４、２５、２６は図１と同じもの、３７はカウンターで
ある。

【００６２】まず図７において、この発明の実施の形態
６の構成を説明する。図７aにおいて、発射筒２は、内
部に既存の飛しょう体１８を設けている他、胴体１７の
上面には発射筒２を母機のパイロンと結合分離させるた
めのラグ１９を、胴体１７の後方には発射筒２が母機か
ら分離した後に滑空して発射筒２の高度を上昇させる操
舵翼９を、胴体１７の先端には母機から高度指令を受け
るテレメーター受信機２４と既存の飛しょう体１８の発
射口を塞ぐカバー８とを、胴体１７の後端部には発射筒
２が所定の高度に達したときに図７aから図７bのごとく
展開して発射筒２の高度の低下を抑制する展開式のパラ
シュート２６とそのカバー８とを、又胴体１７と前後の
カバー８との間には所定の時期に達したときに両者を分
離させる分離機構２５を、胴体１７の所定部には内装さ
れた飛しょう体１８が目標体を捕捉した回数をカウント
するカウンター３７とカウンター３７によりカウントさ
れた目標体の捕捉回数が予め設定された通過機数と一致
するか否かを判別する判別装置２３をそれぞれ備えてい
る。

【００６３】次に図２及び図７において、この発明の実
施の形態６の運用形態を説明する。図２において、母機
１１の後方より目標体１２が飛来してきたときに、発射
筒２は母機１１より投下され母機１１の後方で降下する
が、発射筒２は操舵翼９を用いてエのごとく滑空経路を
描きながら高度上昇を開始するとともに、２８のごとく
母機１１からテレメータ受信機２４を介して高度指令値
オを受信しながら所定の高度まで上昇を続ける。発射筒
２が所定の高度カに達したときに、発射筒２は図７bの
ごとく前後のカバー８を分離機構２５により分離させ、
胴体１７前方においては内装されている飛しょう体１８
のシーカー部を外部に露出させ、又胴体１７後方におい
ては展開式のパラシュート２６を展開し、２９のごとく
発射筒２の高度の低下を抑制させる。その後、発射筒２
に内装されている飛しょう体１８は自らのシーカーで目
標体１２を捜索し目標体１２を捕捉するが、発射筒２は
カウンター３７カウントされた目標体の捕捉回数が予め
設定された通過機数と一致するか否かを判別装置２３に
より判別し、目標体１２のカウント値が設定された通過
機数と一致しない場合には、発射筒２は飛しょう体１８
に対して目標体１２の追尾の中断と新たな目標体の捜索
を指示し、目標体１２のカウント値が設定された通過機
数と一致する場合には、飛しょう体１８に対して３０の
ごとく目標体１２の追尾の続行とロケットモーターの点
火指示を送り、飛しょう体１８は発射筒２から離脱して
目標体１２に向けて飛しょうを開始する。飛しょう体１
８は、ロケットモーター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１２に向け速度
を急激に上昇させ、３１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１２を撃破することができる。

【００６４】以上説明したとおり、発射筒２と内装され
た飛しょう体１８は、滑空経路エで示されるように、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おき、目標体１２に向けて加速す
る際にはその位置エネルギーをロケットモーターが作り
出す運動エネルギーの増大を手助けするため、従来の飛
しょう体とその発射筒の構成に比べエネルギー変換効率
の面で優れている。結果として、従来の飛しょう体とそ
の発射筒の構成に比べ、目標体１２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１２を撃破することができるこ
とになる。

【００６５】なお、この発明の実施の形態６では、発射
筒２が母機パイロンに拘束されている状態で前方カバー
８を開放させることにより、前方の目標体に対しても飛
しょう体を発射させることが可能となるため、結果的
に、発射筒２と既存の飛しょう体１８との構成で全方位
目標対処能力を持つことになる。

【００６６】また、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。

【００６７】

【発明の効果】第１から第２０の発明によれば、後方の
目標体が遠くにある場合でも、母機から分離された飛し
ょう体は大きな存速が得られ、目標体との会合時に旋回
荷重倍数が不足することなく目標体と会合することがで
きる。

【００６８】また、第３から第５の発明によれば、高度
低下を抑制する手段の動作時のリスクを回避でき、飛し
ょう体システムとしての信頼性が向上する。

【００６９】また、第６の発明によれば、操舵翼の舵面
を気流に対してエアブレーキに作用する方向に変化させ
て機体に対して上向きに働く抵抗を発生させるため、上
昇した高度を維持する補助手段として機能させることが
でき、高度の低下を更に抑制させる。

【００７０】また、第７から第９の発明によれば、飛し
ょう体の高度を推定する手段として、母機からの分離後
に母機から情報を入手する必要が無いため、目標体との
会合時に受ける妨害電波に対する対環境性や母機のスタ
ンドオフ性の面で優れる。

【００７１】また、第１３から第１６の発明によれば、
目標体を識別する手段を備えているため、例えば後続の
味方航空機を誤爆する恐れが無くなる。

【００７２】また、第１５の発明によれば、目標体のエ
ンジンから発せられる音波の周波数を利用して目標体を
識別するため、電波妨害が積極的に用いられている戦闘
空域下においては、敵味方の識別効果が優れている。

【００７３】また、第１６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。

【００７４】また、第１９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第２の機体を第１
の機体から分離させることができ、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。

【００７５】また、第２０の発明によれば、前方及び後
方の目標体のいずれにも対処可能な飛しょう体を得るこ
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３を示す説明図であ
る。

【図５】 この発明の実施の形態４を示す構成図であ
る。

【図６】 この発明の実施の形態５を示す説明図であ
る。

【図７】 この発明の実施の形態６を示す説明図であ
る。

【図８】 従来の飛しょう体とその発射筒の構成図であ
る。

【図９】 従来の飛しょう体とその発射筒の説明図であ
る。

【符号の説明】

１ パイロン、２ 発射筒、３ 飛しょう体、４ 胴
体、５ シーカー、６ロケットモーター、７ 推力偏向
装置、８ カバー、９ 操舵翼、１０ 安定翼、１１
母機、１２ 目標体、１３ 飛しょう体、１４ 飛しょ
う体、１５ 飛しょう体、１６ 飛しょう体、１７ 胴
体、１８ 飛しょう体、１９ ラグ、２０ 信号ケーブ
ル、２１ 大気圧計、２２ アンテナ、２３ 判別装置、
２４ テレメーター受信機、２５ 分離機構、２６ 展
開式のパラシュート、２７ 発射筒、２８ 発射筒、２
９ 発射筒、３０ 飛しょう体、３１ 飛しょう体、３
２ガスジェネレーター、３３ 展開式の皮膜、３４ サ
イドスラスター、３５ストレーキ、３６ 集音器、３７
カウンター、ア 飛しょう経路、イ 旋回荷重倍数、
ウ 飛しょう速度、エ 滑空経路、オ 高度指令値、カ
設定高度。

───────────────────────────────────────────────────── 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） Ｆ４２Ｂ 12/62 Ｆ４２Ｂ 12/62 15/01 15/01

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 第１の機体と、母機からの分離後に前記
   第１の機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記
   母機から分離された後の前記操舵翼の操舵によって前記
   第１の機体が上昇し所望の高度に達した後、抗力または
   浮力を与えて前記第１の機体の高度の低下を抑制する高
   度低下抑制手段と、前記高度低下抑制手段によって高度
   の低下が抑制された後、前記第１の機体に内装された第
   ２の機体を分離する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
2. 【請求項２】 第１の機体と、母機からの分離後に前記
   機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機か
   ら分離された後の前記操舵翼の操舵によって前記第１の
   機体が上昇し、所望の高度に達したときに展開するパラ
   シュートと、前記パラシュートの展開した後に前記第１
   の機体に内装された第２の機体を分離する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
3. 【請求項３】 第１の機体と、母機からの分離後に前記
   機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機か
   ら分離された後の前記操舵翼の操舵によって前記第１の
   機体が上昇し、所望の高度に達したときに膨張する皮膜
   と、前記皮膜の膨張した後に前記第１の機体に内装され
   た第２の機体を分離する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
4. 【請求項４】 第１の機体と、母機からの分離後に前記
   機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機か
   ら分離された後の前記操舵翼の操舵によって前記第１の
   機体が上昇し、所望の高度に達したときに下方向に噴射
   するサイドスラスターと、前記サイドスラスターの噴射
   した後に前記第１の機体に内装された第２の機体を分離
   する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
5. 【請求項５】 第１の機体と、母機からの分離後に前記
   機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前記母機か
   ら分離された後の前記操舵翼の操舵によって上昇し、所
   望の高度に達したときに展開するストレーキと、前記ス
   トレーキが展開した後に前記第１の機体に内装された第
   ２の機体を分離する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
6. 【請求項６】 第１の機体と、母機からの分離後に機体
   を上昇させるように操舵され、当該操舵によって第１の
   機体が上昇し所望の高度に達したときに、舵面を気流に
   対して抗する方向に駆動される操舵翼と、前記操舵翼が
   展開した後に前記第１の機体に内装された第２の機体を
   分離する分離手段と、 を備えた飛しょう体。
7. 【請求項７】 母機から発射筒の高度情報を得て、前記
   第１の機体の高度を推定する高度推定手段を備えたこと
   を特徴とする請求項１から６のいずれかに記載の飛しょ
   う体。
8. 【請求項８】 大気圧計を有し、前記第１の機体の高度
   を推定する高度推定手段を備えたことを特徴とする請求
   項１から６のいずれかに記載の飛しょう体。
9. 【請求項９】 大気圧計と、母機からの分離時に母機か
   ら得た高度情報、及び母機からの分離前の大気圧と母機
   からの分離後の大気圧の差の情報に基づいて、前記第１
   の機体の高度を推定する高度推定手段とを備えたことを
   特徴とする請求項１から６のいずれかに記載の飛しょう
   体。
10. 【請求項１０】 第１の機体と、母機からの分離後に前
    記第１の機体を上昇させるように駆動する操舵翼と、前
    記母機から分離された後の前記操舵翼の操舵によって前
    記第１の機体が上昇し所望の高度に達した後、抗力また
    は浮力を与えて前記第１の機体の高度の低下を抑制する
    高度低下抑制手段と、前記高度低下抑制手段によって高
    度の低下が抑制された後、前記第１の機体に内装された
    第２の機体に推力を与え、前記第２の機体を分離するロ
    ケットモータと、 を備えた飛しょう体。
11. 【請求項１１】 母機からの分離後に前記機体を上昇さ
    せるように駆動する操舵翼を有した第１の機体と、 前記第１の機体に内装され、前記母機から分離された後
    の前記操舵翼の操舵によって前記第１の機体が上昇し所
    望の高度に達した後、前記第１の機体から分離される第
    ２の機体と、前記第２の機体に設けられ、推力を発生す
    るロケットモータと、 を備えた飛しょう体。
12. 【請求項１２】 目標体の存在を検知するシーカを備
    え、前記ロケットモータは、前記シーカによる目標体の
    検知に応じて推力を発生することを特徴とする請求項１
    ０または１１に記載の飛しょう体。
13. 【請求項１３】 前記シーカが目標体の存在を検知した
    後、前記目標体の識別を行う判別手段を備えたことを特
    徴とする請求項１２に記載の飛しょう体。
14. 【請求項１４】 前記第１の機体は、アンテナと、前記
    アンテナにより受信された電波における識別信号の有無
    に応じて目標体を識別する判別手段と、前記判別手段の
    識別結果に応じて、新たな目標体の捜索もしくは目標体
    との会合のいずれか一方を、前記第２の機体に対して指
    示する指示手段とを備え、 前記第２の機体は、目標体の存在を検知するシーカと、
    前記シーカによる目標体の検知に応じて前記ロケットモ
    ータに対して推力の発生を指示する制御手段を備えたこ
    とを特徴とする請求項１１に記載の飛しょう体。
15. 【請求項１５】 前記第１の機体は、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に
    基づいて目標体を識別する判別手段と、前記判別手段の
    識別結果に応じて、新たな目標体の捜索もしくは目標体
    との会合のいずれか一方を、前記第２の機体に対して指
    示する指示手段とを備え、 前記第２の機体は、目標体の存在を検知するシーカと、
    前記シーカによる目標体の検知に応じて前記ロケットモ
    ータに対して推力の発生を指示する制御手段とを備えた
    ことを特徴とする請求項１１に記載の飛しょう体。
16. 【請求項１６】 前記第２の機体は、目標体の存在を検
    知するシーカと、前記シーカによる目標体の検知に応じ
    て前記ロケットモータに対して推力の発生を指示する制
    御手段とを備え、 前記第１の機体は、前記第２の機体のシーカが目標体を
    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の捕捉回数が予め設定
    された通過機数と一致しない場合は、前記第２の機体に
    対して新たな目標体の捜索を指示し、前記カウンターに
    よりカウントされた目標体の捕捉回数が予め設定された
    通過機数と一致する場合には、前記第２の機体に対して
    目標体との会合を指示する指示手段とを備えたことを特
    徴とする請求項１１に記載の飛しょう体。
17. 【請求項１７】 前記制御手段は、前記シーカによる目
    標体の検知と前記判別手段での識別結果に応じて、前記
    第２の機体のロケットモータに推力の発生を指示するこ
    とを特徴とする請求項１３から１６いずれかに記載の飛
    しょう体。
18. 【請求項１８】 前記第１の機体は、母機または他の航
    空機からの指示情報を受信するテレメータ受信機と、前
    記テレメータ受信機で受信した指示情報に基づいて前記
    第２の機体に対して目標体との会合を指示する指示手段
    とを備えたことを特徴とする請求項１１に記載の飛しょ
    う体。
19. 【請求項１９】 前記第１の機体が所望の高度に達した
    後、抗力または浮力を与えて高度の低下を抑制する高度
    低下抑制手段と、前記高度低下抑制手段によって高度の
    低下が抑制されている間に、目標体の存在を検知するシ
    ーカとを備え、 前記ロケットモータは、前記シーカによる目標体の検知
    に応じて推力を発生することを特徴とする請求項１１に
    記載の飛しょう体。
20. 【請求項２０】 前記第１の機体は、前端部と後端部に
    開閉可能なカバーが設けられ、当該前端部または後端部
    のカバーのいずれか一方を開き、その開かれたカバーの
    方向へ前記第２の機体を分離することを特徴とする請求
    項１１に記載の飛しょう体。