JP2630262B2 - 空対空誘導弾 - Google Patents
空対空誘導弾Info
- Publication number
- JP2630262B2 JP2630262B2 JP17849294A JP17849294A JP2630262B2 JP 2630262 B2 JP2630262 B2 JP 2630262B2 JP 17849294 A JP17849294 A JP 17849294A JP 17849294 A JP17849294 A JP 17849294A JP 2630262 B2 JP2630262 B2 JP 2630262B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- air
- unit
- propulsion
- propulsion device
- control unit
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- Expired - Lifetime
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、空対空誘導弾に関し、
特に後方発射を可能とする姿勢制御方式に関する。
特に後方発射を可能とする姿勢制御方式に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の空対空誘導弾は、弾体を目標方向
に誘導制御するための誘導制御部と、ロケットモータ等
の推進装置部を有している。
に誘導制御するための誘導制御部と、ロケットモータ等
の推進装置部を有している。
【０００３】誘導制御部は、誘導弾の飛しよう方向と目
標との経路誤差を検出し、制御特性を得るために必要な
演算を行った上で弾体の経路誤差を修正する操舵を行な
う。推進力を発生する推進装置部は、誘導制御部と結合
されており、機軸方向に対する回転自由度を有していな
い。
標との経路誤差を検出し、制御特性を得るために必要な
演算を行った上で弾体の経路誤差を修正する操舵を行な
う。推進力を発生する推進装置部は、誘導制御部と結合
されており、機軸方向に対する回転自由度を有していな
い。
【０００４】従来の空対空誘導弾は、例えば特開昭５７
−１７４７１０に記載されているように、搭載母機の機
軸前方方向のみに発射されるので、誘導弾は絶えず前方
方向への速度のみで飛しょうする。従って、例えば通常
使用されている操舵翼による空力的な制御のみて゛、誘
導弾を安定に制御することができる。
−１７４７１０に記載されているように、搭載母機の機
軸前方方向のみに発射されるので、誘導弾は絶えず前方
方向への速度のみで飛しょうする。従って、例えば通常
使用されている操舵翼による空力的な制御のみて゛、誘
導弾を安定に制御することができる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】この従来の空対空誘導
弾では、誘導弾の安定飛しょう制御を操舵による空力特
性により行なっている。母機に搭載された状態から直接
に搭載母機進行方向に対して後方に発射しようとした場
合、誘導弾は、母機速度を初速度として推進装置部の推
力により逆方向に加速されるため、負の速度から正の速
度への速度変化を必要とする。すなわち、誘導弾の飛し
ょう速度がゼロとなる点を通過する必要があり、空力的
な安定制御のみでは、誘導弾の安定飛しょう制御が困難
である。
弾では、誘導弾の安定飛しょう制御を操舵による空力特
性により行なっている。母機に搭載された状態から直接
に搭載母機進行方向に対して後方に発射しようとした場
合、誘導弾は、母機速度を初速度として推進装置部の推
力により逆方向に加速されるため、負の速度から正の速
度への速度変化を必要とする。すなわち、誘導弾の飛し
ょう速度がゼロとなる点を通過する必要があり、空力的
な安定制御のみでは、誘導弾の安定飛しょう制御が困難
である。
【０００６】
【課題を解決するための手段】前述の課題を解決するた
めに本発明は次の手段を提供する。
めに本発明は次の手段を提供する。
【０００７】母機に搭載される空対空誘導弾におい
て、ピッチ、ヨー及びロールの３軸において機体を制御
する誘導制御部と、機軸回りに自由回転できるように前
記誘導制御部に接続された推進装置部と、この推進装置
部に回転運動を与えるスピン駆動機構とを備えることを
特徴とする空対空誘導弾。
て、ピッチ、ヨー及びロールの３軸において機体を制御
する誘導制御部と、機軸回りに自由回転できるように前
記誘導制御部に接続された推進装置部と、この推進装置
部に回転運動を与えるスピン駆動機構とを備えることを
特徴とする空対空誘導弾。
【０００８】前記推進装置部は前記誘導制御部に自由
回転機構を介して接続されており、該自由回転機構は前
記機体の軸回りに自由度を有し、前記誘導制御部から独
立して前記推進装置部が回転し得るように該推進装置部
を前記軸回りに支持することを特徴とする上記に記載
の空対空誘導弾。
回転機構を介して接続されており、該自由回転機構は前
記機体の軸回りに自由度を有し、前記誘導制御部から独
立して前記推進装置部が回転し得るように該推進装置部
を前記軸回りに支持することを特徴とする上記に記載
の空対空誘導弾。
【０００９】前記スピン駆動機構は、前記機体が前記
母機から切り離されてから後に前記推進装置部に前記回
転運動を与えることを特徴とする上記又はに記載の
空対空誘導弾。
母機から切り離されてから後に前記推進装置部に前記回
転運動を与えることを特徴とする上記又はに記載の
空対空誘導弾。
【００１０】前記推進装置部における推薬の放射ノズ
ルを該推薬が放射されるまで覆う後部カバーが設けてあ
ることを特徴とする上記，又はに記載の空対空誘
導弾。
ルを該推薬が放射されるまで覆う後部カバーが設けてあ
ることを特徴とする上記，又はに記載の空対空誘
導弾。
【００１１】前記推進装置部における推薬の放射ノズ
ルから該推薬を放射する方向が前記母機の進行方向とは
逆の方向となるように前記機体が前記母機に装着される
ことを特徴とする上記，，又はに記載の空対空
誘導弾。
ルから該推薬を放射する方向が前記母機の進行方向とは
逆の方向となるように前記機体が前記母機に装着される
ことを特徴とする上記，，又はに記載の空対空
誘導弾。
【００１２】
【作用】上述の如く、本発明の空対空誘導弾には、誘導
制御部と推進装置部の間に、推進装置部を機軸回りに自
由回転できるようにするための自由回転機構と、推進装
置部に対して回転運動を行なわせるスピン駆動機構とが
備えてある。このような構成を採用した本発明の誘導弾
では、推進装置部の回転に基づき機体の機軸を一定方向
に保持しようとするジャイロ剛性が生成され、機体の安
定性が保持でき、機体を目標に向け安定に誘導できる。
制御部と推進装置部の間に、推進装置部を機軸回りに自
由回転できるようにするための自由回転機構と、推進装
置部に対して回転運動を行なわせるスピン駆動機構とが
備えてある。このような構成を採用した本発明の誘導弾
では、推進装置部の回転に基づき機体の機軸を一定方向
に保持しようとするジャイロ剛性が生成され、機体の安
定性が保持でき、機体を目標に向け安定に誘導できる。
【００１３】
【実施例】次に本発明について図面を参照して説明す
る。図１は本発明の一実施例の構成図、図２は本発明の
運用概念図である。誘導制御部１は、一般に目標を追尾
し、目標との相対的誤差角情報から操舵に必要な目標の
空間的な角速度信号を出力する誘導装置と、この誘導装
置の出力を受けて機体の安定制御を行なうオートパイロ
ットと、舵を駆動する操舵部と、電源等の付属装置とで
構成され、誘導弾の誘導制御を行なう。この誘導制御部
１により、この実施例の誘導弾の姿勢はピッチ、ヨー及
びロールの３軸について制御される。
る。図１は本発明の一実施例の構成図、図２は本発明の
運用概念図である。誘導制御部１は、一般に目標を追尾
し、目標との相対的誤差角情報から操舵に必要な目標の
空間的な角速度信号を出力する誘導装置と、この誘導装
置の出力を受けて機体の安定制御を行なうオートパイロ
ットと、舵を駆動する操舵部と、電源等の付属装置とで
構成され、誘導弾の誘導制御を行なう。この誘導制御部
１により、この実施例の誘導弾の姿勢はピッチ、ヨー及
びロールの３軸について制御される。
【００１４】誘導弾には弾頭及び信管等が搭載されるの
が一般的であるが、これらは本発明の絶対的な構成要素
ではないので、本実施例では弾頭や信管は誘導制御部１
の構成品に含まれるものとする。誘導弾に推進力を印加
する推進装置部４は、一般にロケットモータ等がでな
り、誘導制御部１とは自由回転機構２を介して接続され
る。自由回転機構２は、機軸まわりに自由度を有し、こ
れにより推進装置部４を誘導制御部１から独立させて機
軸まわりに回転させることができる。スピン駆動機構３
は推進装置部４に装着され、推進装置部４に機軸回りの
回転力を与える。スピン駆動機構３はガス噴射等により
駆動トルクを発生する。誘導制御部１は、推進装置部４
の回転時にも回転しないようにロール制御される。誘導
弾の最後部には、発射時の空力特性を改善するために後
部カバー５が取り付けられている。次に図１の実施例の
運用概念を図２を参照して説明する。本実施例の誘導弾
８は、発射母機６に符号（ａ）の状態に後方に向けて装
着される。誘導弾８が後方から来る目標機７に対してロ
ックオンし、発射体制をとる。誘導弾８は発射母機から
符号（ｂ）の状態に放出され、その後符号（ｃ）のよう
にスピン駆動機構３により推進装置部４が回転される。
なお、回転開始は、発射母機６からの放出前でも良い。
推進装置部４の回転数が所定値まで到達した時に推進装
置部４が作動し、後部カバー５を離脱し、誘導弾８を推
進する。誘導弾８の初期速度は、発射母機６の速度であ
り、誘導弾８は負（後方）の速度から正（前方）の速度
へ推進力を得て加速される。本実施例では、推進装置部
４の回転により生ずるジャイロ剛性によって負の速度へ
移行する低速度領域での機体の不安定性を軽減し、後方
へのの発射を可能としている。
が一般的であるが、これらは本発明の絶対的な構成要素
ではないので、本実施例では弾頭や信管は誘導制御部１
の構成品に含まれるものとする。誘導弾に推進力を印加
する推進装置部４は、一般にロケットモータ等がでな
り、誘導制御部１とは自由回転機構２を介して接続され
る。自由回転機構２は、機軸まわりに自由度を有し、こ
れにより推進装置部４を誘導制御部１から独立させて機
軸まわりに回転させることができる。スピン駆動機構３
は推進装置部４に装着され、推進装置部４に機軸回りの
回転力を与える。スピン駆動機構３はガス噴射等により
駆動トルクを発生する。誘導制御部１は、推進装置部４
の回転時にも回転しないようにロール制御される。誘導
弾の最後部には、発射時の空力特性を改善するために後
部カバー５が取り付けられている。次に図１の実施例の
運用概念を図２を参照して説明する。本実施例の誘導弾
８は、発射母機６に符号（ａ）の状態に後方に向けて装
着される。誘導弾８が後方から来る目標機７に対してロ
ックオンし、発射体制をとる。誘導弾８は発射母機から
符号（ｂ）の状態に放出され、その後符号（ｃ）のよう
にスピン駆動機構３により推進装置部４が回転される。
なお、回転開始は、発射母機６からの放出前でも良い。
推進装置部４の回転数が所定値まで到達した時に推進装
置部４が作動し、後部カバー５を離脱し、誘導弾８を推
進する。誘導弾８の初期速度は、発射母機６の速度であ
り、誘導弾８は負（後方）の速度から正（前方）の速度
へ推進力を得て加速される。本実施例では、推進装置部
４の回転により生ずるジャイロ剛性によって負の速度へ
移行する低速度領域での機体の不安定性を軽減し、後方
へのの発射を可能としている。
【００１５】なお、図１，図２に示した実施例に備えて
いる後部カバー５は、発射時の空力安定を向上するため
に設けられているが、必須の構成部品ではない。
いる後部カバー５は、発射時の空力安定を向上するため
に設けられているが、必須の構成部品ではない。
【００１６】
【発明の効果】以上に説明したように、本発明は、推進
装置部を誘導制御部と独立して回転できるようにし、推
進装置の回転により生ずるジャイロ剛性により誘導弾の
姿勢安定性を向上させたので、搭載母機から後方へ発射
し、誘導弾の速度がゼロとなるような場合においても姿
勢が安定するので、後方への直接発射が可能となる効果
を有する。
装置部を誘導制御部と独立して回転できるようにし、推
進装置の回転により生ずるジャイロ剛性により誘導弾の
姿勢安定性を向上させたので、搭載母機から後方へ発射
し、誘導弾の速度がゼロとなるような場合においても姿
勢が安定するので、後方への直接発射が可能となる効果
を有する。
【図１】本発明の一実施例の構成図。
【図２】図１の実施例の運用概念図。
１ 誘導制御部 ２ 自由回転機構 ３ スピン駆動機構 ４ 推進装置部 ５ 後部カバー ６ 発射母機 ７ 目標機 ８ 空対空誘導弾 （ａ）母機搭載時 （ｂ） 放出時 （ｃ） スピン印加 （ｄ） 推進時
Claims (5)
- 【請求項１】母機に搭載される空対空誘導弾において、
ピッチ、ヨー及びロールの３軸において機体を制御する
誘導制御部と、機軸回りに自由回転できるように前記誘
導制御部に接続された推進装置部と、この推進装置部に
回転運動を与えるスピン駆動機構とを備えることを特徴
とする空対空誘導弾。 - 【請求項２】前記推進装置部は前記誘導制御部に自由回
転機構を介して接続されており、該自由回転機構は前記
機体の軸回りに自由度を有し、前記誘導制御部から独立
して前記推進装置部が回転し得るように該推進装置部を
前記軸回りに支持することを特徴とする請求項１に記載
の空対空誘導弾。 - 【請求項３】前記スピン駆動機構は、前記機体が前記母
機から切り離されてから後に前記推進装置部に前記回転
運動を与えることを特徴とする請求項１又は２に記載の
空対空誘導弾。 - 【請求項４】前記推進装置部における推薬の放射ノズル
を該推薬が放射されるまで覆う後部カバーが設けてある
ことを特徴とする請求項１，２又は３に記載の空対空誘
導弾。 - 【請求項５】前記推進装置部における推薬の放射ノズル
から該推薬を放射する方向が前記母機の進行方向とは逆
の方向となるように前記機体が前記母機に装着されるこ
とを特徴とする請求項１，２，３又は４に記載の空対空
誘導弾。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17849294A JP2630262B2 (ja) | 1994-07-29 | 1994-07-29 | 空対空誘導弾 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17849294A JP2630262B2 (ja) | 1994-07-29 | 1994-07-29 | 空対空誘導弾 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0842998A JPH0842998A (ja) | 1996-02-16 |
| JP2630262B2 true JP2630262B2 (ja) | 1997-07-16 |
Family
ID=16049404
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17849294A Expired - Lifetime JP2630262B2 (ja) | 1994-07-29 | 1994-07-29 | 空対空誘導弾 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2630262B2 (ja) |
-
1994
- 1994-07-29 JP JP17849294A patent/JP2630262B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0842998A (ja) | 1996-02-16 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19970304 |