JP4323589B2 - Cannonball control system - Google Patents

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Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、砲弾の弾着位置（弾着距離）を制御するシステムに係り、特に飛翔中に開翼可能な抵抗翼を備えた抵抗翼弾における砲弾制御システムに関する。
【０００２】
【背景技術】
一般に、砲弾は射表と呼ばれる条件表に従い発射される。この射表には、基本的には発射薬の種類ごとに目標までの距離と射角（砲の高低角度）の関係が規定されており、特定の発射薬を使って、特定の射角で発射した場合、砲弾がどれくらい飛ぶか読みとれるようになっている。また、気象条件により砲弾が飛翔する距離が変化するため、気象データによる補正表も用意されており、砲弾が飛翔する高度レベルを加重平均して気温、空気密度、風向、風力の補正を行っている。さらに、地球の自転の影響等も加味しているため、数１０キロメートル離れた目標に向かって発射された砲弾も、極めて精度よく目標近傍に弾着すると言われている。
【０００３】
しかし、ここで言う精度は、目標地点に１００％の確率で弾着することを意味しているものではなく、あるバラツキをもって弾着するものである。このバラツキの標準偏差に定数を乗じたものを公算誤差と呼び、発射した砲弾の５０％が公算誤差の２倍の距離に弾着する。このバラツキ（公算誤差）は砲弾の種類、発射薬、距離などによって異なるが、概ね１００メートル以内と言われている。
【０００４】
このバラツキの原因は、発射薬の燃焼速度が１発１発異なり、砲弾の重量も１発１発異なるという発射速度自身のバラツキによるものと、飛翔している弾が受ける大気（とりわけ風）の影響が１発１発異なることにより生じるバラツキとに大別される。
このため、砲弾により目標を攻撃する場合、通常はそのバラツキを１つの火制地域とし、地域全体に弾着させて制圧するという方式が取られる。
【０００５】
しかし、近年の地上戦は戦闘範囲の拡大と、場所を特定しない小規模遭遇型の戦闘、あるいは車両等を用いた機動性の向上の傾向がみられ、今後この傾向はますます顕著になると言われている。このような状況下では、自軍作戦地域近傍への火力発揮や非軍事地域近傍への火力発揮なども行う必要がある。この場合、従来の地域制圧的な火力発揮では自軍への損害の確率が高く、効果的な火力発揮ができないという問題が生じ、砲弾における弾着位置のバラツキ低減のニーズは高い。
【０００６】
このため、ミサイルのようにシーカ（ｓｅｅｋｅｒ）と言われる目標検出手段を搭載し、飛翔中に目標物を検出して小型のロケットモータを噴射することにより、目標物へ指向するタイプの砲弾が開発されている。また、レーダにより弾道を計測し、砲弾の小型ロケットモータによって弾道を修正するタイプの砲弾もある。両者の代表的な例が共にスウェーデンのＢｏｆｏｒｓ社が開発したシーカタイプのＳＴＲＩＸや、レーダタイプのＴＣＭと呼ばれる砲弾である。
前者のＳＴＲＩＸは火砲から発射後、安定翼を展開してスロースピン状態で飛翔を続け、所定の高度に達すると砲弾先端部に搭載した赤外線センサにより視野内の高温部を探査して目標物と認識し、砲弾外周部に搭載した小型ロケットモータを噴出しながら弾道修正を繰り返し、目標へ弾着するものである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
このような目標指向型砲弾は、非常に高い確率で目標をピンポイント攻撃することが可能であるが、砲弾ごとにセンサやロケットモータを搭載する必要がある点、センサ情報を信号処理してロケットモータを制御する高度な演算部が必要な点などから、コスト的には非常に高価な砲弾となる問題点がある。また、大規模な着上陸作戦を想定した場合には、ピンポイントではなく地域制圧的な発想での火力発揮が必要である。
このため、安価で弾着位置のバラツキの少ない砲弾システムが望まれている。本発明の目的は、簡易な構成で安価であり、かつ、弾着位置のバラツキの少ない砲弾制御システムを提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明は、飛翔中の砲弾は空気等から抵抗を受けるが、その抵抗を異ならせれば飛翔距離が変化することに着目してなされたものであり、飛翔途中で砲弾の抵抗を変化させうる抵抗翼を設けると共に、この抵抗翼の翼開閉状態、例えば、砲弾の発射後抵抗翼の開翼までの時間（開翼タイミング）、あるいは、抵抗翼の開翼角度、砲弾からの突出量などを砲弾の飛翔速度に応じて変化させることで、飛翔距離を制御したものである。
【０００９】
具体的には、請求項１の発明は、飛翔中に開翼することで空気抵抗を増大させて飛翔距離を短くする抵抗翼およびこの抵抗翼を開翼駆動させる開翼駆動機構を有し、かつ火砲からの発射時のみの発射薬で飛翔する砲弾と、前記砲弾とは別個に外部信号発生装置とを備え、前記外部信号発生装置には、前記砲弾の飛翔速度であって、火砲からの発射後の初速を検出する飛翔速度検出手段と、砲弾発射基準速度を記憶するメモリと、前記飛翔速度検出手段により検出された初速と前記メモリ内に記憶された砲弾発射基準速度とを比較することにより、前記飛翔速度検出手段からの検出速度に基づいて算出される飛翔距離と目標とする飛翔距離とを比較して飛翔距離の誤差を演算する飛翔誤差演算手段と、この飛翔誤差演算手段による飛翔距離の誤差に基づき前記抵抗翼の翼開閉状態を変更制御する演算を行って翼開閉状態変更情報を出力する翼開閉状態制御演算手段と、この翼開閉状態制御演算手段による翼開閉状態変更情報に基づき、前記砲弾に設けられた前記開翼駆動機構に翼開閉状態変更指令を出力する翼開閉状態変更指令手段とを備えたことを特徴とする砲弾制御システムである。
【００１０】
この発明によれば、砲弾の発射時あるいは飛翔時の飛翔速度を検出手段により検出するとともに、この検出速度から砲弾の飛翔距離および目標弾着位置に対する飛翔距離の誤差を飛翔誤差演算手段で演算し、この飛翔距離の誤差に基づいて砲弾の抵抗翼の翼開閉状態変更情報を翼開閉状態制御演算手段で演算し、更に、この翼開閉状態変更情報に基づき翼開閉状態変更指令手段から砲弾の開翼駆動機構に翼開閉状態変更指令を出力して抵抗翼の開閉状態を変更し、砲弾の飛翔距離を制御して砲弾を弾着目標位置により近接するように弾着させることができる。
また、本発明によれば、各演算手段等は現在のコンピュータ技術等により簡単な構成で製作でき、かつ、制御対象は抵抗翼の開閉状態のみであるから、システム全体を安価に提供できる。
【００１２】
また、この発明によれば、飛翔速度検出手段、飛翔誤差演算手段、翼開閉状態制御演算手段および発信手段等を外部信号発生装置として設けるとともに、砲弾側には外部信号発生装置からの信号を受信する受信手段および翼開閉状態変更指令手段のみを設けるようにしたから、砲弾側に組み込む機構を最小限にでき、いずれ破壊される砲弾側の機構を少なくできるから、砲弾制御システム全体としての製造コストをより低くすることができる。
また、外部信号発生装置は砲弾とは別に設けてあるから、高速のコンピュータ装置等を使ってより精度よくかつ迅速に所定信号を発生することができ、砲弾の弾着精度を上げることができる。
【００１３】
請求項２の発明は、請求項１に記載の砲弾制御システムにおいて、前記飛翔速度検出手段および前記発信手段は火砲の砲身側に設けられ、この発信手段と前記砲弾の受信手段とによる信号の授受は砲口近傍で行われることを特徴とする砲弾制御システムである。
【００１４】
この発明によれば、飛翔速度の検出手段および発信手段を砲弾を発射する火砲の砲身側に設けたため、信号の授受を砲身内等の砲口近傍で行うことができ、妨害電波等による信号の授受の邪魔をされることがない。
【００１８】
請求項３に記載の発明は、請求項１に記載の砲弾制御システムにおいて、飛翔速度検出手段が、全地球測位システム(ＧＰＳ)の衛星電波を受信する衛星電波受信手段と、時間データおよびＧＰＳ衛星電波による複数の位置データにより砲弾の飛翔速度を演算する飛翔速度演算手段とを含んで構成されたことを特徴とする砲弾制御システムである。この発明によれば、飛翔速度検出をＧＰＳの電波により行えるので、より精密な飛翔速度の演算を行うことができ、ひいては、弾着位置をより正確に制御できる。この際、飛翔速度の検出を、砲弾発射の直後ではなく、ある程度飛翔してから後に行うようにすれば、砲弾の気象状況等による影響を含んだ飛翔速度を検出でき、更に正確な弾着位置の制御ができる。なお、ＧＰＳの電波を利用する本発明においては、飛翔誤差を演算するにあたり、砲弾の予想飛翔距離の算出は、砲弾発射時の飛翔速度から算出する場合のみならず、発射後所定時間における検出速度と位置（高度）とから飛翔距離（弾着位置）を算出するものであってもよい。
【００１９】
請求項４に記載の発明は、請求項１ないし３のいずれかに記載の砲弾制御システムにおいて、翼開閉状態制御演算手段が、砲弾の発射後、抵抗翼を開くまでの時間を演算する開翼開始時間演算手段により構成されたことを特徴とする砲弾制御システムである。
この発明によれば、抵抗翼の制御は、開翼までの時間を関数とした閉止状態から開放状態への制御のみでよく、簡易な構成で安価に提供できる。
【００２０】
請求項５に記載の発明は、請求項１ないし３のいずれかに記載の砲弾制御システムにおいて、翼開閉状態制御演算手段が、抵抗翼の開翼角度を演算する開翼角度演算手段により構成されたことを特徴とする砲弾制御システムである。
この発明によれば、例えば、砲弾の発射後一定の時間に抵抗翼を開翼させ、この開翼時の開翼角度を制御して弾着位置を制御できる。この際、開翼角度の制御に加えて砲弾の発射後の時間も変化させることもできる。
【００２１】
なお、本発明において、抵抗翼の形状、構造はどのようなものでもよく、例えば、抵抗翼の先端を回動自在に支持された傘状（傘型）、あるいは、これとは逆に抵抗翼の基端を回動自在に支持され、先端側を開放可能にされた花弁状（花弁型）、更には、砲弾の軸芯に対して直交方向に突出可能な複数枚の半月状、三日月状などのプレートを有するスライド型等いずれの構造でもよい。また、抵抗翼は、開閉の二位置への変位をするものに限らず、翼の開き角度が調整可能となって、開閉翼による抵抗量を可変にできるものであってもよく、これらは抵抗翼の開閉状態の制御を開閉のみで行うのか、角度や突出量等で行うのかにより、適宜選択される。
また、本発明によると、抵抗翼を砲弾に設ける位置は、砲弾の先端信管部、風帽部（オージャイ部、蛋形部）、弾底側のボートティル部等、砲弾のいかなる位置でもよいが、砲弾の信管のある先端部に設ければ、この先端部を従来から備蓄されている各種弾薬に適用することができ、より有効である。
【００２２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面に基づいて説明する。
はじめに、本発明を案出するに至った考え方を図１７ないし図２０に基づいて説明する。
【００２３】
図１７は、砲弾の空力係数Ｃｄとマッハ数との関係を示すもので、図中下側に示す特性が通常弾の空力係数Ｃｄを示し、上方に示す特性が抵抗翼を開翼した状態の弾道修正弾（抵抗翼弾）の空力係数Ｃｄを示している。これらの特性は、ミニチュアモデルを用いた超音速風洞試験から実験的に求めたものである。また、弾道修正弾の抵抗翼は、砲弾の先端信管側すなわちノーズ部にあると仮定して実験した。
図１７によれば、抵抗翼を開翼した状態の弾道修正弾の方がはるかに空力係数Ｃｄが大きく、飛翔中の砲弾全体の抗力係数も大となって、同一の発射速度で発射された場合、飛翔距離が短くなることがわかる。
【００２４】
また、図１７の弾道修正弾の特性値は、常時抵抗翼が開翼した状態の図であるため、抵抗翼を任意の時間に開翼したとすると、火砲から発射後、ある時間までは通常の砲弾と同様な弾道（飛翔の軌跡）をたどり、所定の時間以降は抵抗翼を開翼した空力係数Ｃｄの軌跡をたどることとなる。従って、抵抗翼を開翼した抗力係数を用いて弾道計算を行えば、どれだけ射距離を調整可能か算出可能である。
【００２５】
図１８は、図１７の空力係数Ｃｄを用いて、砲弾の初速のバラツキにより飛翔距離（射距離）がどの程度変化するかを剛体弾道計算によりシュミレーションした結果を示している。図１８において、横軸は砲弾の初速（ｍ／ｓ）を表し、縦軸は射距離（ｍ）を表す。すなわち、図１８に示されるように、射距離は初速とほぼ直線的な比例関係にあり、図中に示す如く初速のバラツキ幅に対し射距離はそれに対応してバラツくこととなる。
【００２６】
図１９は、所定の速度以上で飛び出した砲弾を弾道修正する場合、砲弾発射後抵抗翼を開翼するまでの経過時間（ｓｅｃ）と弾道修正量（ｍ）との関係を、抵抗翼の大きさをパラメータとしてシュミレーションした図である。
この図によれば、砲弾発射後に抵抗翼を開翼するまでの経過時間が短い程、弾道修正量が大きく、かつ、抵抗翼の大きさが大きい程弾道修正量が大きいことがわかる。また、発射後、経過時間が長すぎると、例えばｔ3時間経過した後ではその弾道修正量は極めて小さく、効果のないことがわかる。一方、修正すべき弾道修正量が計算できれば、この弾道修正量に応じた抵抗翼の開翼までの経過時間を抵抗翼の大きさに対応してこの図から求めることができる。
【００２７】
また、図１９において、火砲から発射後ｔ1秒（あるいはｔ2秒もしくはｔ3秒）までは、通常の砲弾と同じ空力係数で飛翔し、与えられた経過時間後に抵抗翼を開翼することにより、今までとは異なる弾道を飛翔することを模擬した計算結果で、抵抗翼の大きさにも依存するが、発射後ｔ1秒後に開翼することによって図１８に示した初速のバラツキに起因する射距離の増加を十分補正することが可能である。更に、基準初速をバラツキの下限に設定すること、すなわち、発射薬の量を多めに設定することで、ほとんどの砲弾の飛距離を目標着弾位置より大きく設定し、ほとんど全ての砲弾をバラツキの下限に集中することも可能であり、運用上多大な効果が期待できることがわかる。
【００２８】
従って、シュミレーションではあるが、火砲を離脱する砲弾の初速を正確に計測し、そのデータに基づいて弾道を計算し、目標弾着地と予想弾着地との距離の差、すなわち、飛翔距離誤差に見合う距離を図１９の関係から逆算して飛翔中の砲弾に伝達すれば、通常弾よりもバラツキの小さい範囲で砲弾を集中して弾着させることが可能である。
【００２９】
前述のシュミレーションでは、一定のサイズの抵抗翼を開翼する時間を制御することにより、目標近傍への弾着を狙ったが、逆に、開翼時間を一定にさせ、開翼する角度により発生する抵抗の大きさを変えることによって、弾着位置を制御することも可能である。
図２０には、テーパー状あるいは傘状に開翼する抵抗翼における開翼角度とその角度に基づく弾道修正量との関係が示されている。
すなわち、図２０によれば、抵抗翼の開翼角度が増加するに伴い弾道修正量が大きくなることがわかる。従って、初速のバラツキに基づく射距離のバラツキ幅がわかれば、このバラツキに基づく弾道修正量に対応した抵抗翼の開翼の角度を求め、この角度になるよう抵抗翼を制御してやれば、弾着位置を目標弾着位置近傍へ制御することができる。
【００３０】
なお、抵抗翼は必ずしもテーパー状あるいは傘状に開翼するものに限らず、砲弾の軸線に対し直交する半径方向にスライドするタイプ、あるいは、半月状（三日月状）等の抵抗翼がその一端を中心として他端側が旋回して抵抗翼の他端側が砲弾周面から突出するものであってもよく、このスライドする抵抗翼の突出量、あるいは、旋回タイプではその旋回角度を変化させるものであってもよい。
【００３１】
本発明は、以上のようなシュミレーションにより、砲弾に開閉可能な抵抗翼を設けるとともに、この抵抗翼の開翼開始時間、開翼角度等を制御することで、砲弾の弾着位置のバラツキを小さくすることができるという知見を得て、本発明を成したものである。
【００３２】
以下、本発明のより具体的な実施の形態を図面に基づいて説明する。
ここにおいて、本発明システムに係る第１実施形態、本発明システムを理解する上で参考となる各実施形態、およびこれらのシステムに用いられる各構成部材の各実施形態における同一もしくは相当構成部分は、同一もしくは相当符号で示し、説明を省略もしくは簡略にする。
【００３３】
図１ないし図３には、本発明に係る砲弾制御システムの第１の実施形態が示されている。
図１は本実施形態の概略構成を示すもので、砲弾（可変抵抗翼弾）１０は、飛翔中に開翼可能な抵抗翼１１およびこの抵抗翼１１を開翼駆動させる開翼駆動機構１２を備えている。
また、砲弾１０は、翼開閉状態変更指令手段としての開翼指令手段１３を備えるとともに、受信手段１４を備えている。開翼指令手段１３は、受信手段１４からの信号を受けて、開翼駆動機構１２に翼開閉状態変更指令としての開翼指令を出力するものである。
【００３４】
一方、砲弾１０とは別個に、外部信号発生装置２０が設けられ、この外部信号発生装置２０は、砲弾１０を発射する火砲（図示せず）の近傍である自陣内に配置された指揮車内等に配置されている。
外部信号発生装置２０は、図示しない火砲から発射される砲弾１０の初速等の飛翔速度を砲外レーダ等の適宜な手段で検出する飛翔速度検出手段２１を備えている。
また、外部信号発生装置２０は、飛翔速度検出手段２１からの検出速度と、メモリ２２内に記憶された基準速度および火砲の発射角等のデータとにより砲弾１０の飛翔距離および目標着弾位置に対する飛翔距離の誤差を演算する飛翔誤差演算手段２３を備え、更に、この飛翔誤差演算手段２３による飛翔距離の誤差に基づき抵抗翼１１の翼開閉状態を変更制御する演算を行って翼開閉状態変更情報、例えば、抵抗翼の開翼開始時間を演算する翼開閉状態制御演算手段としての開翼開始時間演算手段２４を備え、かつ、この開翼開始時間演算手段２４からの翼開閉状態変更情報、すなわち、開翼開始時間信号を発信する発信手段２５を備えている。
【００３５】
このような構成において、砲弾１０が火砲から発射されると、砲弾１０は、図２に示されるように、火砲位置から発射角θ、初速Ｖ0で発射される。この初速Ｖ0は、本来は、照準点（目標弾着点）Ｓ0に弾着するように、標準初速の弾道を通って飛翔するよう設定されている。
しかし、実際には、発射薬の状態のバラツキや砲弾１０の形状のバラツキ等により初速Ｖ0がバラツくため、照準点Ｓ0とは異なる弾着位置、例えば、照準点Ｓ0より飛翔距離誤差ΔＲだけ遠い非制御弾着位置Ｓ1へ向かって実測弾道を通って飛翔する場合がある。
【００３６】
そこで、本実施形態では、外部信号発生装置２０に設けられた砲外レーダなどの飛翔速度検出手段２１により火砲から発射される砲弾１０の初速Ｖ0を測定し、この初速Ｖ0とメモリ２２内に格納された砲弾発射基準速度とを比較して基準速度との差ΔＶを算出し、更に、発射角θ、その他必要に応じて気象条件等を参照して飛翔誤差演算手段２３により飛翔誤差ΔＲを算出する。
この飛翔誤差ΔＲを修正するため、飛翔誤差ΔＲに基づき、開翼開始時間演算手段２３によって砲弾１０の発射後、抵抗翼１１を開翼するまでの時間、すなわち、開翼開始時間ｔを算出し、この開翼開始時間ｔを翼開閉状態変更情報として発信手段２５を介して砲弾１０側に発信する。
【００３７】
砲弾１０では、受信手段１４により受信した後、翼開閉状態変更情報である開翼開始時間ｔに基づき、砲弾発射後ｔ時間経過した後、開翼指令手段１３から開翼駆動機構１２に対して翼開閉状態変更指令としての開翼指令を出力する。
これにより、開翼駆動機構１２は抵抗翼１１を開翼させ、砲弾１０の空力係数を変化させる。この際、抵抗翼１１の開翼は、抵抗翼１１を強制的に開く構成に限らず、後に詳述するように、回転状態で飛翔する砲弾１０のスピン力（遠心力）によって抵抗翼１１を開翼させるものでもよい。
従って、砲弾１０は、図２に示されるように、非制御弾着位置Ｓ1に向かって実測弾道を開翼開始時間ｔまで飛翔した後、開翼開始位置での抵抗翼１１の開翼に伴いその弾道を修正され、照準点Ｓ0へ向かう弾道を飛翔することとなる。これにより、砲弾１０の弾着位置が修正される。
【００３８】
本実施形態における砲弾１０内のより詳細な構成の一例が、図３に示されている。
【００３９】
図３において、翼開閉状態変更情報を受信する受信手段１４は、受信アンテナ１４１を備え、この受信アンテナ１４１により受信された信号は、増幅器１４２により増幅された後、復調器１４３により復調されて開翼指令手段１３のマルチプレクサ１３１へと出力される。
開翼指令手段１３は、マルチプレクサ１３１の他に、シリアル−パラレル変換器１３２、メモリ１３３およびＣＰＵ（中央処理装置）１３４を備え、マルチプレクサ１３１に入力された信号は、マルチプレクサ１３１で複合信号化されてシリアル−パラレル変換器１３２でパラレル信号とされてメモリ１３３に格納される。
メモリ１３３には、クロック等のタイムコード発生器１０１からの時間信号も入力され、この時間信号と受信信号すなわち、翼開閉状態変更情報である開翼開始時間ｔとがＣＰＵ１３４によりチェックされて、開翼開始時間ｔになると、開翼指令であるトリガー信号が開翼駆動機構１２側に出力され、抵抗翼１１が開翼される。
【００４０】
この際、ＣＰＵ１３４から出力される開翼指令は、必要に応じて設けられる抵抗翼制御部１０２を介して開翼駆動機構１２に入力されるようになっていてもよい。
この抵抗翼制御部１０２は、例えば、安全解除機構などのために設けられるものであり、砲弾１０の開翼駆動機構１２内の開翼薬が火砲離脱前に発火しないように電気的に絶縁を保っているものである。
【００４１】
砲弾１０には、電源１０３が設けられており、この電源１０３から開翼指令手段１３、受信手段１４、タイムコード発生器１０１、および開閉駆動機構１２、並びに、必要により設けられる抵抗翼制御部１０２に電源が供給されるようになっている。
電源１０３は、例えば、電解液を収納されたガラスアンプルと電極とを備え、発射の衝撃でガラスアンプルが破壊され、このガラスアンプル中の電解液が電極を浸して発電するタイプの注液電池、あるいは、リチウム系熱電池等が好ましい。
電源１０３は、一般のリチウム系等の長寿命の電池でもよいが、注液電池あるいは熱電池の方がより長期の備蓄ができる点で有利である。
【００４２】
なお、受信手段１４への電力の供給は、発射検出・電源制御部１０４を介して行われ、この発射検出・電源制御部１０４は、砲弾発射時の加速度等を検出し、必要な時間だけ受信手段１４に電力を供給するもので、外部信号発生装置２０からの有効な信号のみを受信し、不必要な信号を受信しないように設けられたものである。
【００４３】
以上のように構成された本実施形態によれば、次のような効果がある。
【００４４】
すなわち、飛翔速度検出、飛翔誤差演算、開翼開始時間を演算する手段２１、２３、２４などを外部信号発生装置２０として砲弾１０とは別個に設けたので、飛翔速度検出手段２１等は砲弾１０とともに消耗されることがなく、システム全体を安価に提供できる。
また、外部信号発生装置２０および砲弾１０に組み込まれる各手段は、現在のコンピュータ技術、半導体等を用いれば容易に製作することができ、この点からもシステム全体を安価にできる。
また、弾道修正の為に制御するのは、抵抗翼１１の開閉制御だけであるので、簡易なアルゴリズムによる制御であり、この点からも安価である。
更に、外部信号発生装置２０は、必要に応じて高機能のコンピュータ等を用いて構成することができ、より迅速な演算が可能で、必要に応じて気象情報等の情報を加味した、より高度な制御を行うこともできる。
【００４５】
なお、本実施形態において、飛翔速度検出手段２１および発信手段２５を火砲の砲身（図示せず）側に設け、この発信手段２５と砲弾１０の受信手段１４とによる信号の授受を砲身内等の砲口近傍で行われるようにしてもよい。
このような構成にすれば、信号の授受を、妨害電波などで阻害されることがないと言う効果を付加できる。
【００４６】
図４には、本実施形態における効果をシュミレーションした結果が示されている。すなわち、図４においては、横軸に射距離（ｍ）をとり、縦軸にその射距離における弾着回数（頻度）を示している。
【００４７】
一般に、砲弾をある照準点に対して多数発射した場合、平均弾着点のまわりに正規分布して弾着すると言われている。この分布の標準偏差に定数を乗じたものが公算誤差に相当する。
図４において、■を結んで示す曲線は、砲弾の初速のバラツキが正規分布するものと仮定し、基準初速に対し所定の標準偏差をバラツキとして加え、かつ、風の影響である風のゆらぎを加えて弾着点（射距離）のバラツキを示したものである。
【００４８】
これに対し、バーグラフで示すものは、初速のバラツキに対し、本実施形態におけるように抵抗翼１１を所定時間後に開翼させる制御をした場合の、弾着位置の出現頻度を、コンピュータによりシュミレーションしたものである。
このシュミレーション結果によれば、公算誤差は、弾道修正を行わない通常弾に比べて、約２分の１に低減されていることがわかる。
【００４９】
図５には、本発明の砲弾制御システムに用いられる砲弾（可変抵抗翼弾）１０の一実施形態の外観構造が示されている。
図５において、砲弾１０は、本体部である弾殻１０５を備え、この弾殻１０５の先端テーパー状の風帽部１０６には、信管を含む先端部１０７が着脱可能に取り付けられている。一方、弾殻１０５の基端側には、弾帯１０８を介してボートティル部１０９が設けられている。
本実施形態において、抵抗翼１１は先端部１０７に設けられている。
【００５０】
本実施形態のように、抵抗翼１１を先端部１０７に設ければ、弾殻１０５の部分は現在備蓄されている弾殻１０５をそのまま使用することができ、本発明システムをより有効、安価に提供することができる。
【００５１】
図６には、本発明に用いられる砲弾１０の他の実施形態が示され、この実施形態では、抵抗翼１１を弾殻１０５の風帽部１０６に設けたものである。
本実施形態によれば、抵抗翼１１を、先端部１０７より大きなスペースの風帽部１０６に設けるため、抵抗翼１１の構造設計の自由度が増し、設計を容易にできるという利点がある。また、抵抗翼１１の形状も大きくできるため、より大きな抗力を発生することができるという利点も付加できる。
【００５２】
図７には、抵抗翼１１を先端部１０７に適応したより具体的な一実施形態（第１の実施形態）が示されている。この第１の実施形態は、いわゆる傘型の抵抗翼の例である。
【００５３】
図７において、先端部１０７は、弾殻１０５にねじこみ可能な略扁平円柱状の取付部３１を備え、この取付部３１の中心部には、段付円筒状のスライド部３２が軸方向摺動自在に支持されている。この際、スライド部３２の基端部に設けられた係止部３２Ａと取付部３１に設けられた係止部３１Ａとが係止可能に設けられ、スライド部３２が所定距離移動すると、係止部３２Ａと３１Ａとの係止により停止するようになっている。スライド部３２の基端部とは反対側外周には、穴あきテーパー状の翼支持部３３がスライド部３２と一体に移動可能に設けられ、この翼支持部３３の各穴には、それぞれ抵抗翼１１の一端が回動自在に取付られている。この際、抵抗翼１１が複数枚、例えば本実施形態では４枚設けられ、この抵抗翼１１の他端は、取付部３１の一端に設けられた翼係止部３１Ｂに係止可能にされている。
これにより、図７（Ａ）の状態では、各抵抗翼１１が翼支持部３３内に納められて翼支持部３３と共に所定のテーパー部を形成するようにされ、かつ、抵抗翼１１の他端が翼係止部３１Ｂに係止されて抵抗翼１１が開翼することがないようにされている。
【００５４】
スライド部３２の小径部の内部には、ピストン３４が摺動自在に収納され、このピストン３４とスライド部３２の小径部内面との間はＯリング等によりシールされている。ピストン３４のスライド部３２からの突出部には、各抵抗翼１１を開放操作する翼駆動腕３５が抵抗翼１１の各々に対応して設けられ、その先端は抵抗翼１１の内面に当接されている。また、スライド部３２の大径部の段部側と、取付部３１の係止部３１Ａと、ピストン３４の内端とに囲まれた空間は、開翼薬収納室３６とされ、この開翼薬収納室３６内には抵抗翼１１を開翼するための火薬（開翼薬）が収納され、図示しない発火線により開翼薬が爆発可能とされている。
ここにおいて、スライド部３２、ピストン３４、翼駆動腕３５および開翼薬収納室３６により開翼駆動機構３０が構成されている。
【００５５】
なお、図示しないが、アンテナ１４１は先端部１０７の適宜な部分、例えば、翼支持部３３等に設けられ、かつ、受信手段１４、開翼指令手段１３等を構成する電子回路部品が適宜な基板等に組み込まれて、これも先端部１０７の適宜な位置、例えば、翼支持部３３の空間内等に配置される。
【００５６】
このような構成において、先端部１０７は、図７（Ａ）に示されるように抵抗翼１１を閉じた状態で弾殻１０５に取り付けられている。
ついで、砲弾１０の発射後、開翼指令手段１３からの開翼指令により、開翼薬収納室３６内の開翼薬に点火されると、その爆発力によりまず、スライド部３２が翼支持部３３とともに、図７（Ｃ）に示されるように、矢印方向に移動する。この際、ピストン３４も開翼薬の爆発により同じく矢印方向に移動しようとするが、抵抗翼１１の端部が翼係止部３１Ｂに係止されて、抵抗翼１１の開翼が阻止されている間は、翼駆動腕３５が抵抗翼１１の内面に当接しているため、移動することができない。一方、スライド部３２の移動に伴い、翼支持部３３も矢印方向に移動し、抵抗翼１１の端部が翼係止部３１Ｂからはずれると、ピストン３４も矢印方向に移動を開始し、これに伴い翼駆動腕３５も同方向に移動して抵抗翼１１を開翼することとなる。この状態を示すのが図７（Ｃ）、（Ｄ）である。
【００５７】
このような構成によれば、開翼薬の作用により簡単な構成で抵抗翼１１を開翼でき、安価に提供できるという効果がある。また、抵抗翼１１が常時は翼係止部３１Ｂにより係止されているため、先端部１０７の運搬時等に不用意に抵抗翼１１が開くことがなく、信頼性のある先端部１０７とすることができる。
【００５８】
図８には、本発明に係る抵抗翼１１を先端部１０７に適用した第２の実施形態が示されており、この実施形態は図７に示すと同様の先端支持型（傘型）の抵抗翼１１である。
【００５９】
図８において、取付部３１には、薬室ハウジング３７が固定され、この薬室ハウジング３７内の開翼薬収納室３６には、火薬筒３８が収納されている。この火薬筒３８には、ケーブル３９を介して火薬筒３８を発火させる信号が導入されるようになっている。薬室ハウジング３７の先端外周には、複数枚の抵抗翼１１の一端がヒンジ４１を介してそれぞれ回動自在に支持され、これらの抵抗翼１１の先端にはキャップ４２が被嵌されている。このキャップ４２の内端面には段付きのピストン４３が固定され、このピストン４３が薬室ハウジング３７内に摺動可能に収納されている。この際、ピストン４３と薬室ハウジング３７との間には複数本の剪断ピン４４が両者にまたがって取り付けられ、ピストン４３の薬室ハウジング３７からの脱落が防止されている。
なお、薬室ハウジング３７の周面には、受信手段１４および開翼指令手段１３を構成する回路部品を搭載した基板４５が取り付けられている。
【００６０】
このような構成において、図３で説明した開翼指令手段１３から開翼指令用のトリガー信号が、ケーブル３９の他端に設けられた図示しない安全回路機構（図３における抵抗翼制御部１０２に相当）に入力され、安全回路機構から火薬筒３８を発火させるに足るエネルギー（電圧×電流）がケーブル３９を通して火薬筒３８に導かれると、火薬筒３８が発火し、その爆発エネルギーによりピストン４３が剪断ピン４４を破壊しながら先端側へ移動し、抵抗翼１１の先端を固定しているキャップ４２を除去する。
これにより、抵抗翼１１がヒンジ４１を介して開翼可能となるため、高速でスピンしている砲弾の作用により、抵抗翼１１が遠心力の作用によって自動的に開翼する。この開翼により、図示しない砲弾は図２の修正弾道のように射距離を修正されることとなる。
【００６１】
このような先端部１０７に抵抗翼１１を設けた第２の実施形態においても、第１の実施形態の先端部１０７と同様の効果を奏することができる。
【００６２】
図９には、本発明の抵抗翼１１を先端部１０７に適応した第３の実施形態が示され、この実施形態は、第１、第２の実施形態と異なり、抵抗翼１１の基端側を翼支持部３３に支持した構造で、いわゆる花弁型抵抗翼の例である。
【００６３】
図９において、取付部３１に一体に設けられた翼支持部３３の取付部３１側には、複数枚、本実施形態では４枚の抵抗翼１１の基端側が回動自在に取り付けられ、この抵抗翼１１の先端は、翼支持部３３の先端に被嵌されたキャップ４２により開翼が防止されている。このキャップ４２と翼支持部３３との嵌合部には剪断ピン４４が設けられ、キャップ４２の翼支持部３３からの脱落が防止されている。翼支持部３３の中心部内方には、開翼薬収納室３６を有する薬室ハウジング３７が設けられ、この薬室ハウジング３７内には図示しない火薬筒が収納されている。
このような構成において、薬室ハウジング３７内に収納された火薬筒を爆発させると、爆発力により剪断ピン４４が破断されて翼支持部３３に取り付けられたキャップ４２が翼支持部３３からはずれ、抵抗翼１１の先端部は開放される。これにより、抵抗翼１１は、図示しない砲弾のスピン力と、砲弾の飛翔に伴う空気の抵抗などにより開翼し、砲弾に抵抗を与えて砲弾の飛翔距離の修正が行われることとなる。
【００６４】
このような第３実施形態においても、前記第１、第２実施形態と同様の効果を奏することができ、かつ、抵抗翼１１はその基端側を先端部１０７の翼支持部３３に取り付けられているため、砲弾の飛翔風を受けて確実に開翼できるという効果を付加できる。
【００６５】
図１０には、本発明システムに用いられる抵抗翼１１を先端部１０７に適応した第４の実施形態が示され、本実施形態はいわゆるスライド型の抵抗翼の例である。
【００６６】
図１０において、取付部３１には有底円筒状のスライド部３２が摺動自在に収納され、このスライド部３２は、図７の実施形態と同様に、取付部３１の係止部３１Ａとスライド３２の係止部３２Ａとの係止により、所定量をスライドして係止されるようになっている。また、スライド部３２の底部と取付部３１との間に開翼薬収納室３６が形成され、この収納室３６内には図示しない火薬筒が収納されるようになっている。
スライド部３２の取付部３１から突出した底面には翼カバー４７が固定され、この翼カバーの取付部側の端面には所定深さの翼収納凹部４７Ａが形成されると共に、この凹部４７Ａの周面には翼係止部４７Ｂが形成されている。翼カバー４７の翼収納凹部４７Ａ内において、複数の半月状、例えば、４枚の鎌形の抵抗翼１１が収納され、これらの抵抗翼１１の一端はそれぞれ取付部３１にピンなどにより回動自在に取り付けられ（軸支され）、この軸支部を中心として各抵抗翼１１が砲弾の軸線に対する略直交方向（半径方向あるいは伸開線方向）に旋回できるようになっている。
【００６７】
このような構成において、開翼薬収納室３６内の火薬が爆発すると、スライド部３２と共に翼カバー４７が図１０（Ｂ）中矢印方向に突出し、翼カバー４７の翼係止部が取付部３１から離れることとなる。これにより、翼収納凹部４７Ａ内に収納されていた各抵抗翼１１は回動支点（軸支部）を中心として半径方向に旋回可能となり、砲弾のスピン力によって図１０の（Ｂ）に示されるように、矢印方向に旋回して他端側が翼カバー４７から突出した状態となる。これにより、砲弾にはより大きな空気抵抗が発生して砲弾の射距離が調整されることとなる。
【００６８】
このような構成においても、比較的簡易な構成で、所定の飛翔抵抗を得ることができるという効果がある。
【００６９】
なお、本実施形態において、スライド３２と取付部３１とは、図示しない適宜な剪断ピン等により火薬の爆発前においては固定されている。
【００７０】
図１１，１２には、本発明システムを理解する上で参考となる第２の実施形態が示され、本実施形態は、図１〜３の第１の実施形態と異なり、外部信号発生装置を設けることなく、砲弾内に飛翔速度検出手段から開翼指令手段までを設けた例である。
【００７１】
図１１は、本実施形態を機能的なブロック図として表した図であり、図１２は回路構成的なブロック図として表した図である。
これらの図１１、１２において、砲弾１０は、飛翔中に開翼可能な抵抗翼１１およびこの抵抗翼１１を開翼駆動させる開翼駆動機構１２を有するとともに、砲弾１０の飛翔速度検出手段２１、メモリ２２、飛翔誤差演算手段２３、翼開閉状態制御演算手段としての開翼開始時間演算手段２４、および、翼開閉状態変更指令手段としての開翼指令手段１３を備えている。ここにおいて、メモリ２２、飛翔誤差演算手段２３、開翼開始時間演算手段２４および開翼指令手段１３により砲弾１０内の演算制御部１６が構成されている。
【００７２】
飛翔速度検出手段２１は、公知の速度検出手段が使用できるが、例えば、加速度センサ、或いは火砲内で所定二位置、具体的には発射直前の停止状態と火砲から離脱する瞬間の位置との二位置とその位置を通過する時間とから砲弾１０の飛翔速度を検出するもの等であってもよい。この際、飛翔速度検出手段２１として加速度センサを用いるならば、加速度センサにより得られる加速度、すなわち、火砲内で発射薬の燃焼ガス圧の作用により、砲弾が移動し始め、砲身内を加速されながら移動し、最終的に火砲の火口から離脱するまでの加速度を積算し、これを時間で積分して速度を求めることができる。
【００７３】
図１２の回路構成図において、砲弾１０は加速度センサから成る飛翔速度検出手段２１を備え、この飛翔速度検出手段２１からの検出信号を演算して開翼指令を出力する演算制御部１６を備えている。この演算制御部１６は、飛翔誤差演算回路１７、メモリ１８およびＣＰＵ（中央処理装置）１９を備えている。メモリ１８は砲弾１０の基準速度や発射角等のデータを備えており、かつ、これらのデータと飛翔誤差演算回路１７による実測飛翔距離とからＣＰＵ１９の指令によって目標弾着位置に対する砲弾１０の飛翔距離の誤差が演算され、この飛翔誤差データもメモリ１８に格納される。
一方、メモリ１８にはタイムコード発生器１０１からの時間信号も入力されており、このタイムコードからの時間信号と前述の飛翔誤差に基づく開翼開始時間とがＣＰＵ１９で比較され、それらが一致した時、開翼駆動機構１２側にトリガー信号として開翼指令が出力されることとなる。この際、開翼指令は、必要に応じて設けられる抵抗翼制御部１０２を介して開翼駆動機構１２に出力されるようにしてもよいのは、図３に示す本発明システムの第１の実施形態と同様である。また、電源１０３、発射検出・電源制御部１０４等の構成および作用も、図３の第１の実施形態と同様である。
【００７４】
このような構成において、砲弾１０の発射に伴い、飛翔速度検出手段２１により砲弾１０の飛翔速度が検出されると、この検出信号が前述のように飛翔誤差演算回路１７で飛翔距離の誤差が演算され、さらに、この飛翔誤差に基づき開翼開始時間が演算され、同じくメモリ１８に格納される。この開翼開始時間とタイムコード発生器１０１からの信号とにより抵抗翼１１を開翼すべきタイミングがチェックされ、そのタイミングにおいてＣＰＵ１９から開翼指令が出力され、開翼駆動機構１２およびそれを介して抵抗翼１１が開翼されて弾道修正が行われる。
【００７５】
このような本実施形態によれば、速度検出から開翼指令手段までを全て砲弾１０の中に設けたから、妨害電波等により弾道修正を妨害されることがなく、確実に砲弾１０の弾道修正を行うことができる。一方、飛翔速度検出手段２１から開翼開始時間演算手段２４までを外部信号発生装置２０として設ける本発明システムの第１の実施形態に比べれば、砲弾１０内に格納する構成が増加するだけ、砲弾１０のコストは増加するが、最近の半導体技術等によれば大きなコストアップの原因とはならない。また、弾道修正の為に制御するのは、抵抗翼１１の開閉制御だけであるので、簡易な制御であり、この点からも安価である。
【００７６】
図１３は、図１の実施形態における飛翔速度検出手段２１の異なる実施形態を示すもので、この実施形態における飛翔速度検出手段２１は、全地球測位システム（ＧＰＳ）の衛星電波を受信して飛翔速度を検出する例である。
【００７７】
図１３において、飛翔速度検出手段２１は、ＧＰＳからの衛星電波を受信する衛星電波受信手段２１１、ＧＰＳ解析演算手段２１２、メモリ２１３およびタイムコード発生器２１４を備えている。
【００７８】
このような構成において、所定のタイミング、例えば、砲弾の発射直後に衛星電波受信手段２１１により受信されたＧＰＳの信号は、ＧＰＳ解析演算手段２１２により解析され、メモリ２１３に格納される。この衛星電波受信手段２１１からの受信信号は、タイムコード発生器２１４からの時間信号により、前述の所定時間よりも微少時間後にもＧＰＳ解析演算手段２１２に取込まれて演算され、これらの複数の位置データと先程の経過時間（微少時間）とから砲弾の飛翔速度が検出できる。この飛翔速度の出力信号は、図示しない飛翔誤差演算手段へと出力され、前述の各実施形態と同様に飛翔誤差が演算され、以下同様に処理されることとなる。
【００７９】
図１４は、図１３の飛翔速度検出手段２１を用いて弾道修正を行う模式図である。すなわち、火砲位置Ｏ（ｘ0，ｙ0，ｚ0，ｔ0）から発射角θ、初速Ｖ0で発射された砲弾は、ＧＰＳからの信号およびタイムコード発生器からの時間信号により、その３次元的位置データおよび時間データが演算、記録され、さらにこの発射直後から微少時間後の位置データおよび時間データとから図３に示すＧＰＳ解析演算手段２１２により砲弾の初速（速度）の推定がなされる。この砲弾の初速から何ら制御をしない状態での砲弾の到達する位置、すなわち、非制御弾着位置Ｓ1が推測され、目標射距離との飛翔誤差ΔＲが演算される。
以下、図２で説明したと同様に、抵抗翼の開翼時間が計算され、実測弾道の修正が行われることとなる。
【００８０】
なお、このＧＰＳを使った実施形態においては、発射直後とその微少時間後の位置データとから砲弾の速度を推定するものに限らず、飛翔途中のある位置データとその微少時間後の位置データとから砲弾速度を算出して弾着位置を推測することもできる。また、発射後所定時間における検出速度と位置（高度）とから飛翔距離（弾着位置）を算出するものであってもよい。この際、砲弾の弾道の最高弾道到着点Ｓ以降の位置データを利用して砲弾の弾着位置と開翼開始時間とを算出することもでき、この場合は、既に半分以上飛翔した状態で弾道修正するから、より適正な弾道修正が可能となる。また、最高弾道到着点Ｓを算出できれば、この最高弾道到着点Ｓに対して火砲位置Ｏとはほぼ対称位置（空気抵抗を無視した場合）に非制御弾着位置Ｓ1があるといえるので、このようにして最高弾道到着点Ｓから非制御弾着位置Ｓ1を予測してもよい。
【００８１】
このような実施形態によれば、砲弾の飛翔途中でのデータを用いて開翼開始時間を算出できるから、風等の気象状況の影響を考慮した制御を行うことができ、より正確に砲弾を目標弾着位置へ誘導することができる効果がある。
【００８２】
図１５は、ＧＰＳを用いた実施形態における射距離の修正状況を示す図であり、抵抗翼１１としては図７の抵抗翼１１を想定したもので、図４と同様にコンピュータシュミレーションにより求めた図である。図１５によれば、通常弾の公算誤差に比べ半分以下に低減されることが明らかである。
【００８３】
また、図表として示されていないが、砲弾を、通常弾の平均弾着点よりも手前側に集束させることも技術的に可能であり、そのようなアルゴリズムを構築すれば、その分布はより小さくなり、通常弾の公算誤差に比べて３割程度まで縮小可能である。さらに、本実施形態では最高弾道到達点速度を基準として採用してシュミレーションを行ったが、実際には、弾道修正する直前まで位置計測を行い、そのデータに基づいて制御を行うこともできる。この場合は、図１５の解析結果よりさらに公算誤差を小さくすることができる。
【００８４】
図１６には、本発明システムを理解する上で参考となる第３の実施形態が示され、この実施形態は、ＧＰＳによる飛翔速度検出を砲弾内に組み込んだ例であり、図１２に示す本発明システムを理解する上で参考となる第２の実施形態における飛翔速度の検出を加速度センサではなく、ＧＰＳの信号で行うようにしたものである。
【００８５】
図１６において、砲弾１０は衛星電波受信手段２１１を備え、この衛星電波受信手段２１１は、ＧＰＳ受信アンテナ２１５からの信号を増幅する増幅器２１６と、この増幅器２１６からの信号を復調する復調器２１７とを備えている。また、砲弾１０は、衛星電波受信手段２１１からの信号を解析して開翼機構１２側にトリガー信号としての開翼指令を出力するＧＰＳ解析部２１８を備えている。このＧＰＳ解析部２１８は、衛星電波受信手段２１１の復調器２１７からの信号を解析して演算する解析演算回路２１９と、この解析演算回路２１９からの出力信号等を記憶するメモリ２２１と、これらの解析演算回路２１９およびメモリ２２１を制御するＣＰＵ（中央処理装置）２２２とを備えている。メモリ２２１には、タイムコード発生器１０１からの時間信号も入力されている。
【００８６】
このような構成において、衛星電波受信手段２１１で受信され、増幅復調された信号は、ＧＰＳ解析部２１８の解析演算回路２１９に入力され、ここで位置信号等としてメモリ２２１に記憶される。この際、タイムコード発生器１０１からの時間信号によりＧＰＳ信号の取り込み時間も記憶され、この取り込み時間の微少時間後にＣＰＵ２２２からの指令により再度、解析演算回路２１９はＧＰＳからの信号を取り込んで解析し、メモリ２２１に時間データと共に記録する。これらの複数位置の位置データおよび時間データに基づきＣＰＵ２２２の指令により前記各実施形態と同様に砲弾１０の飛翔誤差が演算され、さらに、この飛翔誤差に基づき開翼開始時間の演算がなされ、この開翼開始時間になったことがタイムコード発生器１０１からの信号等により判断されると、ＣＰＵ２２２は開翼駆動機構１２側に開翼指令を発信する。これにより抵抗翼１１は開翼され、弾道の修正がなされる。
【００８７】
この実施形態において、電源１０３、発射検出・電源制御部１０４等の構成および作用は、前記各実施形態と同様である。
【００８８】
このような本実施形態によれば、ＧＰＳ信号を用いて飛翔誤差の修正を行うので前述の図１３における実施例と同様な効果を奏することができる。また、本実施形態においては、ＧＰＳの衛星電波受信手段２１１およびＧＰＳ解析部２１８を砲弾１０内に設けたから、弾道修正等が外部電波により妨害されることがなく、確実に砲弾１０の弾道修正を行うことができる。
【００８９】
なお、本発明は前記各実施形態に限定されるものではなく、本発明の目的を達成できる範囲での変形、改良は本発明に含まれるものである。
【００９０】
例えば、抵抗翼１１が図７〜図１０に示される構造に限らず、他の形状でもよく、要するに開翼指令により砲弾の周面から突出して砲弾の空力係数を変化させて砲弾の弾道を修正できるものであればよい。
また、開翼駆動機構も爆薬により駆動するものに限らず、モータ等の回転駆動力を用いて駆動するものであってもよい。この際、抵抗翼を支持しているヒンジ構造部にラックとピニオン構造を設け、中心のロッドをモータ等により回転させることによって、抵抗翼の開く角度を調整し、この抵抗翼の開翼角度で飛翔距離の制御を行うようにしてもよい。この場合、抵抗翼の開翼角度で飛翔距離を調整する場合には、砲弾発射からの抵抗翼の開翼までの時間は一定とし、開翼角度のみを変化させて制御するようにしてもよいし、開翼開始時間と開翼角度との両者の制御を組み合わせて、より綿密な制御を行ってもよい。
従って、翼開閉状態制御演算手段は、開翼開始時間の制御手段あるいは開翼角度の制御手段として作用し、いずれにしても、抵抗翼の翼開閉状態を変更制御する演算を行うものであればよい。
【００９１】
さらに、角度補正を行う場合、例えば、中心部シャフトに設けたフランジ部、図７における翼駆動腕３５相当の部材のストロークを調節する方法、抵抗翼の端部ヒンジ部の回動角度を規制する機構を組み込む方法などが考えられる。また、ヒンジ部に回動角度規制機構を組み込む方法は、図８に示されるようにキャップをとばす構造、図９の花弁型抵抗翼、図１０のスライド型にも、同様に適用できる。
また、抵抗翼のロックを開放する方法は、火薬式に限らず、通常の信管に採用されている時計機構を組み合わせて、機械的に解除する機構としてもよい。
【００９２】
さらに、翼開閉状態変更指令手段として出力する情報は、開翼開始時間の情報のみならず、開翼角度の変更指令であってもよく、いずれにしてもこの翼開閉状態変更指令手段としては、翼開閉状態制御演算手段による翼開閉状態変更情報に基づき抵抗翼の開閉状態を変更する指令（抵抗翼の開放指令、開放角度指令、突出量指令等）を出力できる手段であればよい。
【００９３】
また、砲弾に設けるアンテナは、前述の実施形態では信管に設けたが、これに限定されるものではなく、炸薬が充填された弾体表面に取り付けてもよい。しかし、この場合は、アンテナを、弾体表面に加工した溝にビスあるいはビスと接着剤で固定し、かつ、弾体に穴をあけて信号送信用のケーブルを砲弾内に引き込む必要があって、加工上不利である。
【００９４】
【発明の効果】
本発明によれば、砲弾に、少なくとも抵抗翼とこの抵抗翼の開翼駆動機構とを設け、この抵抗翼の開翼状態を砲弾の飛翔誤差に基づいて変更制御、例えば、抵抗翼の開翼操作、開翼角度変更操作等を行えるようにしたから、簡単な構成で安価な砲弾制御システムを提供できるという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る砲弾制御システムの第１の実施形態を示すブロック図である。
【図２】図１の実施形態における砲弾の弾道修正状況を示す模式図である。
【図３】図１の実施形態における砲弾側の回路構成を示すブロック図である。
【図４】本発明の第１の実施形態の効果を確認するグラフである。
【図５】本発明システムに用いられる抵抗翼の砲弾への一実施形態を示す正面図である。
【図６】本発明システムに用いられる抵抗翼の砲弾への他の実施形態を示す正面図である。
【図７】本発明システムに用いられる抵抗翼を砲弾の先端部に適用した第１の実施形態を示す図であり、（Ａ）は翼閉止状態の断面図、（Ｂ）は（Ａ）の左側面図、（Ｃ）は開翼状態の断面図、（Ｄ）は（Ｃ）の左側面図である。
【図８】本発明システムに用いられる抵抗翼を砲弾先端部に適用した第２の実施形態を示す断面図である。
【図９】本発明システムに用いられる抵抗翼を砲弾先端部に適用した第３の実施形態を示す図で、翼閉止状態と開翼状態とを中心において分けて記載した図であり、（Ａ）は側面図、（Ｂ）は一部を切り欠いた正面図である。
【図１０】本発明システムに用いられる抵抗翼を砲弾先端部に適用した第４の実施形態を示す一部を切り欠いた側面図であり、（Ａ）は翼閉止状態の図、（Ｂ）は開翼状態の図である。
【図１１】 本発明に係る砲弾制御システムを理解する上で参考となる第２の実施形態を示すブロック図である。
【図１２】図１１の第２の実施形態における具体的回路構成を示すブロック図である。
【図１３】本発明システムに用いられる飛翔速度検出手段にＧＰＳ電波を利用する場合のブロック図である。
【図１４】図１３のＧＰＳ利用飛翔速度検出手段を用いた場合の砲弾の弾道修正状況を示す模式図である。
【図１５】図１３のＧＰＳによる飛翔速度検出手段を用いた場合の弾道修正状況の効果を確認するグラフである。
【図１６】 本発明に係る砲弾制御システムを理解する上で参考となる第３の実施形態を示すもので、ＧＰＳ信号を利用した実施形態における回路構成のブロック図である。
【図１７】本発明に用いられる抵抗翼による弾道修正状況を説明するマッハ数と空力係数との関係を示すグラフである。
【図１８】砲弾の初速とこの初速に基づく射距離のバラツキを示すグラフである。
【図１９】抵抗翼を開翼するまでの経過時間とその弾道修正量とを抵抗翼の大きさをパラメータとして示したグラフである。
【図２０】抵抗翼の開翼角度を変化させた場合の弾道修正量の関係を示すグラフである。
【符号の説明】
１０ 砲弾
１１ 抵抗翼
１２ 開翼駆動機構
１３ 翼開閉状態変更指令手段としての開翼指令手段
１４ 受信手段
１６ 砲弾内の演算制御部
２０ 外部信号発生装置
２１ 飛翔速度検出手段
２３ 飛翔誤差演算手段
２４ 翼開閉状態制御演算手段としての開翼開始時間演算手段
２５ 発信手段
３０ 開翼駆動機構
２１８ ＧＰＳ解析部[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a system for controlling the impact position (landing distance) of a cannonball, and more particularly to a cannonball control system for a resistance wing bullet having a resistance wing capable of opening during flight.
[0002]
[Background]
In general, shells are fired according to a condition table called a firing table. This chart basically defines the relationship between the distance to the target and the shooting angle (the height of the gun) for each type of propellant, and using a specific propellant at a specific shooting angle. When fired, it is possible to read how much the shells will fly. In addition, since the distance that the bullets fly depends on the weather conditions, a correction table based on weather data is also prepared, and the altitude level at which the bullets fly is weighted and averaged to correct the temperature, air density, wind direction, and wind force. Yes. Furthermore, since the influence of the rotation of the earth is taken into account, it is said that the shells fired toward the target several tens of kilometers away will hit the vicinity of the target with extremely high accuracy.
[0003]
However, the accuracy mentioned here does not mean that the target is hit with a probability of 100%, but is hit with a certain variation. A product obtained by multiplying the standard deviation of this variation by a constant is called a probable error, and 50% of the fired bullets hit the distance twice the probable error. This variation (probable error) varies depending on the type of shell, projectile, distance, etc., but is generally said to be within 100 meters.
[0004]
The cause of this variation is due to the variation in the firing speed itself, in which the firing rate of the propellant differs from one shot to one, the weight of the shell differs from one shot to another, and the atmosphere (especially wind) that the flying bullet receives. It is roughly divided into variations caused by different one-shot effects.
For this reason, when a target is attacked with a shell, usually, the variation is set as one fire control area, and the entire area is impacted and suppressed.
[0005]
However, recent ground battles have seen a tendency to expand the range of battles, small encounter type battles that do not specify the location, or improved mobility using vehicles, etc. ing. Under such circumstances, it is necessary to perform firepower in the vicinity of the military operation area and firepower in the vicinity of the non-military area. In this case, there is a high probability of damage to one's own army due to the use of conventional regional control firepower, and there is a need for reducing variation in the impact position of the shells.
[0006]
For this reason, it is equipped with a target detection means called a seeker like a missile, a target type is detected during the flight and a small rocket motor is injected to develop a type of ammunition directed to the target. Has been. There is also a type of shell that measures the trajectory with a radar and corrects the trajectory with a small rocket motor. A typical example of both is a seeker-type STRIX developed by Swedish Bofors and a shell called a radar-type TCM.
The former STRIX is fired from a gun, and then it continues to fly in a slow-spin state by deploying a stable wing. When it reaches a predetermined altitude, the infrared sensor mounted on the tip of the shell is used to probe the high-temperature part in the field of view. It recognizes and repeats the trajectory correction while ejecting a small rocket motor mounted on the outer periphery of the cannonball, and hits the target.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
Such target-oriented shells are capable of pinpointing a target with a very high probability. However, it is necessary to mount a sensor or rocket motor for each shell, and the sensor information is signal-processed for rockets. Due to the need for an advanced arithmetic unit for controlling the motor, there is a problem that the shell becomes very expensive in terms of cost. Also, when assuming large-scale landing operations, it is necessary to demonstrate the thermal power based on regional control rather than pinpoint.
For this reason, a shell system that is inexpensive and has little variation in the landing position is desired. An object of the present invention is to provide a shell control system that has a simple configuration, is inexpensive, and has little variation in impact position.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
The present invention has been made by paying attention to the fact that a flying bullet receives resistance from air or the like, but if the resistance is changed, the flying distance changes, and a resistance that can change the resistance of the bullet during the flight. In addition to providing a wing, the wing opening and closing state of this resistance wing, for example, the time until the opening of the resistance wing after launching the shell (opening timing), the opening angle of the resistance wing, the amount of protrusion from the shell, etc. The flight distance is controlled by changing it according to the flight speed.
[0009]
Specifically, the invention of claim 1 has a resistance wing that increases the air resistance by opening the wing during flight and shortens the flight distance, and an opening driving mechanism that drives the resistance wing to open, And a bullet that flies with a gunpowder only when fired from a gun, An external signal generator is provided separately from the shell, and the external signal generator includes the Cannonball flight speed And the initial speed after firing from the artillery Flight speed detection means for detecting A memory for storing a bullet firing reference speed; Flight speed detection means By comparing the initial velocity detected by the above and the bullet firing reference velocity stored in the memory, Flight error calculation means for calculating a flight distance error by comparing the flight distance calculated based on the detection speed from the flight speed detection means with a target flight distance, and an error in the flight distance by the flight error calculation means Based on the blade opening / closing state control calculation means for performing the calculation for changing the blade opening / closing state of the resistance blade and outputting the blade opening / closing state change information, and based on the blade opening / closing state change information by the blade opening / closing state control calculation means , Provided in the shell A shell control system comprising: a blade opening / closing state change command means for outputting a blade opening / closing state change command to the blade opening drive mechanism.
[0010]
According to the present invention, the detecting means detects the flying speed at the time of launching or flying the shell, and the flying error calculating means calculates the flying distance error of the shell and the target landing position from the detected speed. Based on the flying distance error, the wing opening / closing state change calculation information of the resistance wing of the shell is calculated by the wing opening / closing state control calculation means. A wing open / close state change command is output to the wing drive mechanism to change the open / close state of the resistance wing, and the flight distance of the shell can be controlled to place the shell close to the target landing position.
Further, according to the present invention, each computing means can be manufactured with a simple configuration by current computer technology and the like, and the controlled object is only the open / close state of the resistance blade, so that the entire system can be provided at low cost.
[0012]
Also, According to the present invention, the flying speed detecting means, the flying error calculating means, the wing opening / closing state control calculating means, the transmitting means and the like are provided as the external signal generating device, and the shell side receives the signal from the external signal generating device. Since only the means and the wing open / close state change command means are provided, it is possible to minimize the number of mechanisms incorporated in the shell side, and to reduce the number of bullet side mechanisms that are eventually destroyed. Can be lowered.
In addition, since the external signal generator is provided separately from the shell, a predetermined signal can be generated more accurately and quickly using a high-speed computer device or the like, and the accuracy of the bullet can be increased.
[0013]
Claim 2 The invention of claim 1 In the shell control system according to claim 1, the flying speed detection means and the transmission means are provided on the barrel side of a gun, and transmission / reception of signals by the transmission means and the bullet reception means is performed near the muzzle. It is a shell control system.
[0014]
According to the present invention, since the flying speed detecting means and the transmitting means are provided on the barrel side of the gun that fires the shell, signals can be exchanged in the vicinity of the muzzle such as in the gun barrel, There is no hindrance to giving and receiving.
[0018]
Claim 3 The invention described in claim 1 In the shell control system described in (1), the flight speed detection means determines the flight speed of the shell from the satellite radio wave reception means that receives the satellite radio waves of the global positioning system (GPS), and time data and a plurality of position data based on the GPS satellite radio waves. A bullet control system comprising a flying speed calculation means for calculating. According to the present invention, since the flight speed can be detected by GPS radio waves, a more precise calculation of the flight speed can be performed, and consequently the impact position can be controlled more accurately. At this time, if the flight speed is detected not after the projectile is fired but after a certain amount of flight, it can detect the flight speed including the impact of the weather conditions of the shell, and the more accurate landing position. Can be controlled. In the present invention that uses GPS radio waves, in calculating the flight error, the calculation of the expected flight distance of the shell is not limited to the case of calculating from the flight speed at the time of firing the bullet, but the detection speed at a predetermined time after the launch. The flight distance (landing position) may be calculated from the position and altitude.
[0019]
Claim 4 The invention described in claim 1 to claim 1 3 The bullet control system according to any one of the above, wherein the wing opening / closing state control calculation means is constituted by a blade opening start time calculation means for calculating a time until the resistance wing is opened after the bullet is fired. Control system.
According to the present invention, the resistance blade can be controlled only by the control from the closed state to the open state as a function of the time until the blade is opened, and can be provided at a low cost with a simple configuration.
[0020]
Claim 5 The invention described in claim 1 to claim 1 3 The bullet control system according to any one of the above, wherein the blade opening / closing state control calculation means is constituted by an opening angle calculation means for calculating an opening angle of the resistance blade.
According to the present invention, for example, it is possible to control the impact position by opening the resistance wing at a certain time after the bullet is fired and controlling the opening angle at the time of opening the wing. At this time, in addition to the control of the blade opening angle, the time after the bullet can be changed can also be changed.
[0021]
In the present invention, the shape and structure of the resistance blade may be any shape, for example, an umbrella shape (umbrella type) in which the tip of the resistance blade is rotatably supported, or conversely, the resistance blade A petal shape (petal type) with its base end pivotably supported and its distal end openable. Furthermore, a plurality of half-moon and crescent-shapes that can protrude perpendicular to the axis of the shell Any structure such as a slide type having a plate such as the above may be used. In addition, the resistance blade is not limited to one that opens and closes to two positions, but the opening angle of the blade can be adjusted, and the resistance amount by the opening and closing blade can be made variable. It is appropriately selected depending on whether control of the open / close state of the wing is performed only by opening / closing or by angle, protrusion amount, or the like.
In addition, according to the present invention, the position where the resistance wing is provided on the shell may be any position of the shell, such as the tip fuze portion of the shell, the wind cap portion (the Ogyai portion, the protein-shaped portion), the boat till portion on the bottom side, If it is provided at the tip with a cannonball fuze, this tip can be applied to various types of ammunition stored in the past, and is more effective.
[0022]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
First, the idea that led to the present invention will be described with reference to FIGS.
[0023]
FIG. 17 shows the relationship between the aerodynamic coefficient Cd of a shell and the Mach number. The characteristic shown at the lower side in the figure shows the aerodynamic coefficient Cd of a normal bullet, and the characteristic shown at the upper side shows a state in which the resistance wing is opened. The aerodynamic coefficient Cd of the ballistic correction bullet (resistance wing bullet) is shown. These characteristics were experimentally obtained from a supersonic wind tunnel test using a miniature model. In addition, the resistance wing of the ballistic correction bullet was assumed to be on the tip fuze side of the shell, that is, on the nose.
According to FIG. 17, the ballistic correction bullet with the resistance wing opened has a much larger aerodynamic coefficient Cd, and the drag coefficient of the entire shell in flight is large, and was fired at the same firing speed. In this case, it can be seen that the flight distance becomes shorter.
[0024]
In addition, the characteristic values of the ballistic correction bullet in FIG. 17 are a state in which the resistance wing is always opened. Therefore, if the resistance wing is opened at an arbitrary time, it is normal until a certain time after firing from the gun. The trajectory (flight trajectory) similar to that of the cannonball is traced, and after a predetermined time, the trajectory of the aerodynamic coefficient Cd with the resistance wing opened is traced. Therefore, if the ballistic calculation is performed using the drag coefficient obtained by opening the resistance blade, it is possible to calculate how much the range can be adjusted.
[0025]
FIG. 18 shows the result of simulation by rigid ballistic calculation of how much the flight distance (shooting distance) changes due to variations in the initial velocity of the shell using the aerodynamic coefficient Cd of FIG. In FIG. 18, the horizontal axis represents the initial velocity (m / s) of the shell, and the vertical axis represents the shooting distance (m). That is, as shown in FIG. 18, the shooting distance is in a substantially linear proportional relationship with the initial speed, and as shown in the drawing, the shooting distance varies correspondingly to the variation width of the initial speed.
[0026]
FIG. 19 shows the relationship between the elapsed time (sec) until the opening of the resistance wing after the bullet is fired and the amount of correction of the ballistic (m) in the case of correcting the trajectory of a shell that has jumped out at a predetermined speed or more. It is the figure which simulated as a parameter.
According to this figure, it can be seen that the shorter the elapsed time until the resistance wing is opened after the shell is fired, the larger the ballistic correction amount, and the larger the resistance wing size, the larger the ballistic correction amount. Also, if the elapsed time is too long after launch, for example, t Three After a lapse of time, the ballistic correction amount is extremely small and it is understood that there is no effect. On the other hand, if the ballistic correction amount to be corrected can be calculated, the elapsed time until the opening of the resistance wing according to the ballistic correction amount can be obtained from this figure corresponding to the size of the resistance wing.
[0027]
Also, in FIG. 19, after firing from the gun, t 1 Seconds (or t 2 Seconds or t Three Up to 2 seconds), flying with the same aerodynamic coefficient as a normal shell, and opening the resistance wing after a given elapsed time. Depends on the size of the t after launch 1 By opening the blade after 2 seconds, it is possible to sufficiently correct the increase in the range due to the initial speed variation shown in FIG. Furthermore, by setting the reference initial speed at the lower limit of variation, that is, by setting a larger amount of projectile, the flying distance of most shells is set larger than the target landing position, and almost all shells are set at the lower limit of variation. It is also possible to concentrate on the operation, and it can be seen that a great effect on operation can be expected.
[0028]
Therefore, although it is a simulation, it accurately measures the initial velocity of the bullets leaving the artillery, calculates the trajectory based on that data, and matches the difference in distance between the target landing and expected landing, that is, the flight distance error If the distance is calculated backward from the relationship shown in FIG. 19 and transmitted to the bullets in flight, the bullets can be concentrated and landed within a range of less variation than the normal bullets.
[0029]
In the above-mentioned simulation, we aimed to hit the vicinity of the target by controlling the opening time of the resistance blade of a certain size, but conversely, it was generated by the angle of opening the blade while keeping the opening time constant. It is also possible to control the landing position by changing the magnitude of the resistance to be applied.
FIG. 20 shows the relationship between the opening angle of a resistance blade that opens in a tapered shape or an umbrella shape and the amount of ballistic correction based on that angle.
That is, according to FIG. 20, it can be seen that the amount of ballistic correction increases as the opening angle of the resistance blade increases. Therefore, if the variation range of the launch range based on the initial speed variation is known, the opening angle of the resistance blade corresponding to the ballistic correction amount based on this variation is obtained, and if the resistance blade is controlled to be this angle, The position can be controlled near the target landing position.
[0030]
Note that the resistance wing is not limited to one that opens in a tapered shape or an umbrella shape, but a resistance wing that slides in a radial direction orthogonal to the axis of the shell or a half-moon (crescent-shaped) resistance wing has one end. The other end of the resistance wing may turn around the center, and the other end of the resistance wing may protrude from the shell surface. The protruding amount of the sliding resistance wing, or the turning angle of the turning type may be changed. May be.
[0031]
The present invention provides resistance wings that can be opened and closed to the shell by simulation as described above, and controls the opening time, opening angle, etc. of the resistance blades to reduce variations in the bullet landing position. The present invention has been made by obtaining the knowledge that it can be performed.
[0032]
Hereinafter, more specific embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
Here, according to the system of the present invention First Embodiment Embodiments that are helpful in understanding the system of the present invention, In addition, the same or corresponding components in each embodiment of each component used in these systems are denoted by the same or corresponding reference numerals, and description thereof is omitted or simplified.
[0033]
1 to 3 show a first embodiment of a shell control system according to the present invention.
FIG. 1 shows a schematic configuration of this embodiment. A cannonball (variable resistance wing bullet) 10 includes a resistance wing 11 that can be opened during flight and an opening drive mechanism 12 that drives the resistance wing 11 to open. I have.
The cannonball 10 includes a blade opening command unit 13 as a blade opening / closing state change command unit and a receiving unit 14. The blade opening command means 13 receives a signal from the receiving means 14 and outputs a blade opening command as a blade opening / closing state change command to the blade opening drive mechanism 12.
[0034]
On the other hand, an external signal generator 20 is provided separately from the cannonball 10, and the external signal generator 20 is in a command vehicle or the like disposed in its own position near a gun (not shown) that fires the cannonball 10. Is arranged.
The external signal generator 20 includes a flying speed detection means 21 that detects a flying speed such as an initial speed of a bullet 10 fired from a gun (not shown) by an appropriate means such as an external radar.
The external signal generator 20 also flies to the flight distance and target landing position of the shell 10 based on the detection speed from the flight speed detector 21 and data such as the reference speed and the firing angle of the gun stored in the memory 22. Flight error calculation means 23 for calculating a distance error, and further, a calculation for changing and controlling the blade opening / closing state of the resistance blade 11 based on the flight distance error by the flight error calculation means 23 is performed to perform blade opening / closing state change information; For example, the blade opening start time calculating means 24 as blade opening / closing state control calculating means for calculating the opening start time of the resistance blade is provided, and the blade opening / closing state change information from the blade opening start time calculating means 24, that is, Transmitting means 25 for transmitting a blade opening start time signal is provided.
[0035]
In such a configuration, when the cannonball 10 is fired from the cannon, the cannonball 10 is, as shown in FIG. 0 Fired at. This initial speed V 0 Is originally the aiming point (target landing point) S 0 It is set to fly through the standard initial velocity trajectory.
However, in actuality, the initial speed V may vary due to variations in the state of the propellant or the shape of the shell 10. 0 Because of variation, aiming point S 0 Different landing positions, for example, aiming point S 0 Uncontrolled landing position S that is farther by the flight distance error ΔR 1 May fly through a measured trajectory.
[0036]
Therefore, in the present embodiment, the initial velocity V of the shell 10 fired from the gun by the flying speed detection means 21 such as an external gun provided in the external signal generator 20. 0 Measure this initial speed V 0 Is compared with the reference speed of the bullets stored in the memory 22 to calculate a difference ΔV from the reference speed, and the flight error calculation means 23 is further referred to by referring to the launch angle θ and other weather conditions as required. To calculate the flight error ΔR.
In order to correct this flight error ΔR, the blade opening start time calculation means 23 calculates the time until the resistance blade 11 is opened, that is, the blade opening start time t based on the flight error ΔR. The blade opening start time t is transmitted to the shell 10 side through the transmitting means 25 as blade opening / closing state change information.
[0037]
In the cannonball 10, after receiving by the receiving means 14, based on the blade opening start time t that is the blade opening / closing state change information, after the time t has elapsed since the shell was fired, the blade opening command means 13 sends the blade opening drive mechanism 12. A blade opening command as a blade opening / closing state change command is output.
As a result, the blade opening drive mechanism 12 opens the resistance blade 11 and changes the aerodynamic coefficient of the shell 10. At this time, the opening of the resistance wing 11 is not limited to the configuration in which the resistance wing 11 is forcibly opened. As described in detail later, the resistance wing 11 is caused to rotate by the spin force (centrifugal force) of the shell 10 flying in a rotating state. It may be opened.
Accordingly, the cannonball 10 has an uncontrolled impact position S as shown in FIG. 1 After flying the measured trajectory toward the blade opening start time t, the trajectory is corrected along with the opening of the resistance blade 11 at the blade opening start position, and the aiming point S 0 Will fly on the trajectory heading toward. Thereby, the landing position of the cannonball 10 is corrected.
[0038]
An example of a more detailed configuration in the shell 10 in this embodiment is shown in FIG.
[0039]
In FIG. 3, the receiving means 14 for receiving the blade opening / closing state change information includes a receiving antenna 141. A signal received by the receiving antenna 141 is amplified by an amplifier 142, demodulated by a demodulator 143, and opened. It is output to the multiplexer 131 of the blade command means 13.
The blade opening command means 13 includes a serial-parallel converter 132, a memory 133, and a CPU (central processing unit) 134 in addition to the multiplexer 131. The signal input to the multiplexer 131 is converted into a composite signal by the multiplexer 131. The signal is converted into a parallel signal by the serial-parallel converter 132 and stored in the memory 133.
The time signal from the time code generator 101 such as a clock is also input to the memory 133, and this time signal and the received signal, that is, the blade opening start time t, which is blade opening / closing state change information, is checked by the CPU 134 and opened. When the blade start time t comes, a trigger signal, which is a blade opening command, is output to the blade opening drive mechanism 12 side, and the resistance blade 11 is opened.
[0040]
At this time, the blade opening command output from the CPU 134 may be input to the blade opening drive mechanism 12 via the resistance blade control unit 102 provided as necessary.
This resistance wing control unit 102 is provided, for example, for a safety release mechanism and the like, and is electrically insulated so that the opening agent in the opening drive mechanism 12 of the cannonball 10 does not ignite before the gun is released. It is what you keep.
[0041]
The cannonball 10 is provided with a power source 103. From the power source 103, the blade opening command means 13, the receiving means 14, the time code generator 101, the opening / closing drive mechanism 12, and the resistance blade control unit 102 provided as necessary. Is supplied with power.
The power source 103 includes, for example, a glass ampoule containing an electrolyte and an electrode, the glass ampoule is destroyed by the impact of the launch, and the electrolyte in the glass ampoule soaks the electrode to generate electricity, Or a lithium thermal battery etc. are preferable.
The power source 103 may be a general lithium-based battery such as a long-life battery, but a liquid injection battery or a thermal battery is advantageous in that it can be stocked for a longer time.
[0042]
The power supply to the receiving means 14 is performed via the firing detection / power control unit 104. The firing detection / power control unit 104 detects the acceleration at the time of projecting the bullet and receives it only for a necessary time. The power is supplied to the means 14 so that only valid signals from the external signal generator 20 are received and unnecessary signals are not received.
[0043]
According to the present embodiment configured as described above, there are the following effects.
[0044]
That is, the means 21, 23, 24 for calculating the flying speed, the flying error, and the opening start time are provided separately from the shell 10 as the external signal generator 20. The entire system can be provided at low cost without being consumed.
Further, each means incorporated in the external signal generator 20 and the shell 10 can be easily manufactured by using current computer technology, semiconductors, etc. From this point, the entire system can be made inexpensive.
Further, since only the opening / closing control of the resistance blade 11 is controlled for correcting the trajectory, the control is based on a simple algorithm, and this is also inexpensive.
Furthermore, the external signal generator 20 can be configured using a high-performance computer or the like as necessary, can perform a quicker calculation, and is more sophisticated in consideration of information such as weather information as necessary. Control can also be performed.
[0045]
In this embodiment, the flying speed detecting means 21 and the transmitting means 25 are provided on the gun barrel (not shown) side of the gun, and signals are transmitted and received by the transmitting means 25 and the receiving means 14 of the shell 10 such as in the gun barrel. It may be performed near the muzzle.
With such a configuration, it is possible to add an effect that the transmission / reception of signals is not hindered by jamming radio waves.
[0046]
FIG. 4 shows the result of simulating the effect in this embodiment. That is, in FIG. 4, the horizontal axis represents the shooting distance (m), and the vertical axis represents the number of impacts (frequency) at the shooting distance.
[0047]
In general, when a large number of shells are fired at a certain aiming point, it is said that the bullets are normally distributed around the average landing point. Multiplying the standard deviation of this distribution by a constant corresponds to the likelihood error.
In FIG. 4, the curve connected with ■ assumes that the dispersion of the initial velocity of the shell is normally distributed, adds a predetermined standard deviation to the reference initial velocity as a variation, and the fluctuation of the wind, which is the influence of the wind. In addition, the variation in impact point (range) is shown.
[0048]
On the other hand, what is shown by the bar graph is the simulation of the appearance frequency of the impact position when the resistance blade 11 is opened after a predetermined time as in the present embodiment for the initial speed variation by the computer. It is a thing.
According to this simulation result, it can be seen that the likelihood error is reduced to about one-half that of a normal bullet without ballistic correction.
[0049]
FIG. 5 shows an external structure of an embodiment of a shell (variable resistance wing bullet) 10 used in the shell control system of the present invention.
In FIG. 5, the shell 10 includes a bullet shell 105 that is a main body portion, and a tip portion 107 including a fusible tube is detachably attached to a tapered tip cap 106 of the bullet shell 105. On the other hand, a boat till portion 109 is provided on the base end side of the shell 105 via a bullet band 108.
In the present embodiment, the resistance blade 11 is provided at the tip portion 107.
[0050]
If the resistance wing 11 is provided at the tip portion 107 as in the present embodiment, the shell 105 that is currently stored can be used as it is for the portion of the shell 105, and the system of the present invention can be made more effective and inexpensive. Can be provided.
[0051]
FIG. 6 shows another embodiment of the cannonball 10 used in the present invention. In this embodiment, the resistance wing 11 is provided in the air cap portion 106 of the shell 105.
According to this embodiment, since the resistance blade 11 is provided in the wind cap portion 106 having a larger space than the tip portion 107, there is an advantage that the degree of freedom in the structural design of the resistance blade 11 is increased and the design can be facilitated. Moreover, since the shape of the resistance wing | blade 11 can be enlarged, the advantage that a bigger drag can be generated can also be added.
[0052]
FIG. 7 shows a more specific embodiment (first embodiment) in which the resistance blade 11 is applied to the tip portion 107. This first embodiment is an example of a so-called umbrella-type resistance wing.
[0053]
In FIG. 7, the tip portion 107 includes a substantially flat columnar mounting portion 31 that can be screwed into the shell 105, and a stepped cylindrical slide portion 32 slides in the axial direction at the center of the mounting portion 31. It is supported freely. At this time, the locking portion 32A provided at the base end portion of the slide portion 32 and the locking portion 31A provided at the attachment portion 31 are provided so as to be locked, and when the slide portion 32 moves a predetermined distance, The parts 32A and 31A are stopped by locking. A perforated tapered blade support portion 33 is provided on the outer periphery of the slide portion 32 opposite to the base end portion so as to be movable integrally with the slide portion 32, and each hole of the blade support portion 33 has a resistance. One end of the wing 11 is rotatably attached. At this time, a plurality of resistance blades 11, for example, four in this embodiment, are provided, and the other end of the resistance blade 11 can be locked to a blade locking portion 31 </ b> B provided at one end of the attachment portion 31. Yes.
Accordingly, in the state of FIG. 7A, each resistance blade 11 is housed in the blade support portion 33 so as to form a predetermined tapered portion together with the blade support portion 33, and the other end of the resistance blade 11. Is not locked by the blade locking portion 31B so that the resistance blade 11 is not opened.
[0054]
A piston 34 is slidably accommodated inside the small diameter portion of the slide portion 32, and the space between the piston 34 and the inner surface of the small diameter portion of the slide portion 32 is sealed by an O-ring or the like. A blade drive arm 35 for opening each resistance blade 11 is provided on the protruding portion of the piston 34 from the slide portion 32 corresponding to each of the resistance blades 11, and the tip thereof is in contact with the inner surface of the resistance blade 11. ing. Further, a space surrounded by the stepped portion side of the large diameter portion of the slide portion 32, the locking portion 31A of the mounting portion 31, and the inner end of the piston 34 is defined as an open-blade medicine storage chamber 36. In the medicine storage chamber 36, an explosive for opening the resistance blade 11 (opening medicine) is stored, and the opening medicine can explode by a firing line (not shown).
Here, the slide opening 32, the piston 34, the blade drive arm 35, and the blade opening medicine storage chamber 36 constitute the blade opening drive mechanism 30.
[0055]
Although not shown, the antenna 141 is provided on an appropriate portion of the tip portion 107, for example, the blade support portion 33, and the electronic circuit components constituting the receiving means 14, the blade opening command means 13 and the like are appropriate substrates. And is also disposed at an appropriate position of the tip portion 107, for example, in the space of the blade support portion 33.
[0056]
In such a configuration, the tip 107 is attached to the bullet shell 105 with the resistance blade 11 closed as shown in FIG.
Then, after the shell 10 is fired, when the opening medicine in the opening medicine storage chamber 36 is ignited by the opening instruction from the opening instruction means 13, the slide part 32 is first caused by the explosive force to cause the slide part 32 to move. As shown in FIG. 7C, it moves in the direction of the arrow. At this time, the piston 34 also tries to move in the direction of the arrow due to the explosion of the opening agent, but the end of the resistance blade 11 is locked to the blade locking portion 31B, and the opening of the resistance blade 11 is prevented. Since the blade drive arm 35 is in contact with the inner surface of the resistance blade 11 during the period, the blade drive arm 35 cannot move. On the other hand, as the slide portion 32 moves, the blade support portion 33 also moves in the direction of the arrow. When the end of the resistance blade 11 is disengaged from the blade locking portion 31B, the piston 34 starts moving in the direction of the arrow. Accordingly, the blade driving arm 35 moves in the same direction to open the resistance blade 11. FIGS. 7C and 7D show this state.
[0057]
According to such a configuration, there is an effect that the resistance blade 11 can be opened with a simple configuration by the action of the opening agent, and can be provided at a low cost. Further, since the resistance blade 11 is always locked by the blade locking portion 31B, the resistance blade 11 does not open carelessly during transportation of the tip portion 107, and the tip portion 107 is reliable. be able to.
[0058]
FIG. 8 shows a second embodiment in which the resistance blade 11 according to the present invention is applied to the tip portion 107, and this embodiment is a tip support type (umbrella type) resistance similar to that shown in FIG. Wings 11.
[0059]
In FIG. 8, a medicine chamber housing 37 is fixed to the attachment portion 31, and an explosive cylinder 38 is accommodated in an open-blade medicine storage chamber 36 in the medicine chamber housing 37. A signal for igniting the gunpowder cylinder 38 is introduced into the gunpowder cylinder 38 via the cable 39. One end of a plurality of resistance blades 11 is rotatably supported on the outer periphery of the front end of the chamber housing 37 via a hinge 41, and a cap 42 is fitted on the ends of the resistance blades 11. A stepped piston 43 is fixed to the inner end surface of the cap 42, and the piston 43 is slidably accommodated in the medicine chamber housing 37. At this time, a plurality of shear pins 44 are attached between the piston 43 and the drug chamber housing 37 so as to prevent the piston 43 from falling off the drug chamber housing 37.
A substrate 45 on which circuit components constituting the receiving means 14 and the blade opening command means 13 are mounted is attached to the peripheral surface of the chamber housing 37.
[0060]
In such a configuration, a trigger signal for opening command is sent from the opening command means 13 described in FIG. 3 to a safety circuit mechanism (not shown) provided at the other end of the cable 39 (to the resistance blade control unit 102 in FIG. 3). When the energy (voltage × current) sufficient to ignite the gunpowder cylinder 38 from the safety circuit mechanism is led to the gunpowder cylinder 38 through the cable 39, the gunpowder cylinder 38 ignites, and the explosion energy causes the piston 43 to move. While moving the shear pin 44, the cap 42 is moved to the tip side, and the cap 42 fixing the tip of the resistance blade 11 is removed.
As a result, the resistance wing 11 can be opened through the hinge 41, so that the resistance wing 11 is automatically opened by the action of centrifugal force due to the action of the shell spinning at high speed. By opening the wings, the shot distance of a bullet not shown is corrected as in the corrected trajectory of FIG.
[0061]
In the second embodiment in which the resistance blade 11 is provided at the tip portion 107 as described above, the same effect as that of the tip portion 107 of the first embodiment can be obtained.
[0062]
FIG. 9 shows a third embodiment in which the resistance blade 11 of the present invention is applied to the tip portion 107. This embodiment is different from the first and second embodiments, and the proximal end side of the resistance blade 11 is shown. This is an example of a so-called petal type resistance blade.
[0063]
In FIG. 9, the base end side of a plurality of resistance blades 11 in the present embodiment is rotatably attached to the attachment portion 31 side of the blade support portion 33 provided integrally with the attachment portion 31. The tip of the resistance blade 11 is prevented from opening by a cap 42 fitted on the tip of the blade support portion 33. A shear pin 44 is provided at a fitting portion between the cap 42 and the blade support portion 33 to prevent the cap 42 from falling off the blade support portion 33. A medicine chamber housing 37 having an open-blade medicine storage chamber 36 is provided in the center of the blade support portion 33, and a gunpowder cylinder (not shown) is stored in the medicine chamber housing 37.
In such a configuration, when the gunpowder cylinder stored in the chamber housing 37 is exploded, the shear pin 44 is broken by the explosive force, and the cap 42 attached to the blade support portion 33 is detached from the blade support portion 33. The tip of the resistance blade 11 is opened. Thereby, the resistance wing 11 is opened by the spin force of a bullet not shown and the resistance of air accompanying the flight of the bullet, and the flight distance of the bullet is corrected by giving resistance to the bullet.
[0064]
In the third embodiment, the same effects as those of the first and second embodiments can be obtained, and the resistance blade 11 is attached to the blade support portion 33 of the tip portion 107 at the base end side. Therefore, it is possible to add an effect that the blades can be reliably opened in response to the flying wind of a shell.
[0065]
FIG. 10 shows a fourth embodiment in which the resistance blade 11 used in the system of the present invention is applied to the tip portion 107, and this embodiment is an example of a so-called slide type resistance blade.
[0066]
In FIG. 10, a bottomed cylindrical slide portion 32 is slidably accommodated in the attachment portion 31, and this slide portion 32 slides with the locking portion 31A of the attachment portion 31 as in the embodiment of FIG. Due to the locking with the 32 locking portions 32A, a predetermined amount is slid and locked. An open-blade medicine storage chamber 36 is formed between the bottom portion of the slide portion 32 and the attachment portion 31, and a gunpowder cylinder (not shown) is stored in the storage chamber 36.
A blade cover 47 is fixed to the bottom surface of the slide portion 32 protruding from the mounting portion 31. A blade storage recess 47A having a predetermined depth is formed on the end surface of the blade cover on the mounting portion side, and the periphery of the recess 47A is formed. A blade locking portion 47B is formed on the surface. A plurality of half-moon shaped, for example, four sickle-shaped resistance blades 11 are housed in the blade housing recess 47A of the blade cover 47, and one end of each of the resistance blades 11 can be freely rotated by a pin or the like in the attachment portion 31. It is attached (supported), and each resistance blade 11 can turn in a substantially orthogonal direction (radial direction or extension line direction) with respect to the axial line of the shell with the shaft support as a center.
[0067]
In such a configuration, when the explosive in the open-powder storage chamber 36 explodes, the wing cover 47 projects in the direction of the arrow in FIG. 10B together with the slide portion 32, and the wing locking portion of the wing cover 47 serves as the attachment portion 31. Will leave. As a result, each resistance blade 11 housed in the blade housing recess 47A can turn in the radial direction around the pivot point (shaft support portion), and as shown in FIG. In addition, it turns in the direction of the arrow and the other end projects from the blade cover 47. As a result, a larger air resistance is generated in the shell, and the range of the shell is adjusted.
[0068]
Even in such a configuration, there is an effect that a predetermined flight resistance can be obtained with a relatively simple configuration.
[0069]
In the present embodiment, the slide 32 and the attachment portion 31 are fixed by an appropriate shear pin (not shown) before the explosive explosion.
[0070]
11 and 12 show the system of the present invention. To help you understand A second embodiment is shown, and this embodiment differs from the first embodiment in FIGS. 1 to 3 from the flight speed detecting means to the blade opening command means in the shell without providing an external signal generator. This is an example.
[0071]
FIG. 11 is a functional block diagram of the present embodiment, and FIG. 12 is a circuit structural block diagram.
11 and 12, the cannonball 10 includes a resistance wing 11 that can be opened during flight, and an opening driving mechanism 12 that drives the resistance wing 11 to open, and a flying speed detection means 21 for the shell 10. A memory 22, a flight error calculation unit 23, a blade opening start time calculation unit 24 as a blade opening / closing state control calculation unit, and a blade opening command unit 13 as a blade opening / closing state change command unit are provided. Here, the memory 22, the flight error calculation means 23, the blade opening start time calculation means 24, and the blade opening command means 13 constitute a calculation control unit 16 in the shell 10.
[0072]
As the flying speed detecting means 21, a known speed detecting means can be used. For example, an acceleration sensor or two predetermined positions in the gun, specifically, a stop state immediately before the firing and a position at the moment of separation from the gun. It may be one that detects the flight speed of the cannonball 10 from the position and the time to pass through the position. At this time, if an acceleration sensor is used as the flight speed detection means 21, the shell starts to move due to the acceleration obtained by the acceleration sensor, that is, the action of the combustion gas pressure of the propellant in the gun, while being accelerated in the gun barrel. It can move and integrate the acceleration until it finally leaves the crater of the gun, and integrate this over time to find the speed.
[0073]
In the circuit configuration diagram of FIG. 12, the cannonball 10 is provided with a flying speed detecting means 21 comprising an acceleration sensor, and a calculation control section 16 for calculating a detection signal from the flying speed detecting means 21 and outputting a blade opening command. Yes. The calculation control unit 16 includes a flight error calculation circuit 17, a memory 18, and a CPU (central processing unit) 19. The memory 18 includes data such as the reference speed and launch angle of the shell 10 and the flight distance of the shell 10 relative to the target landing position according to a command from the CPU 19 based on these data and the actually measured flight distance by the flight error calculation circuit 17. The flight error data is also stored in the memory 18.
On the other hand, the time signal from the time code generator 101 is also input to the memory 18, and the time signal from this time code and the blade opening start time based on the above-mentioned flight error are compared by the CPU 19, and they match. At that time, a blade opening command is output as a trigger signal to the blade opening drive mechanism 12 side. At this time, the blade opening command may be output to the blade opening drive mechanism 12 via the resistance blade control unit 102 provided as necessary, in the first system of the present invention shown in FIG. This is the same as the embodiment. The configuration and operation of the power source 103, the launch detection / power control unit 104, and the like are the same as those in the first embodiment in FIG.
[0074]
In such a configuration, when the flying speed of the cannonball 10 is detected by the flying speed detection means 21 as the cannonball 10 is fired, the detection error is calculated by the flying error calculation circuit 17 as described above. Further, the blade opening start time is calculated based on this flight error and stored in the memory 18 as well. The timing at which the resistance blade 11 should be opened is checked based on the opening start time and the signal from the time code generator 101. At that timing, the CPU 19 outputs a blade opening command, and the blade opening drive mechanism 12 and the opening blade drive mechanism 12 Thus, the resistance wing 11 is opened and the trajectory is corrected.
[0075]
According to the present embodiment as described above, since the speed detection to the blade opening command means are all provided in the cannonball 10, the trajectory correction of the cannonball 10 is surely corrected without being disturbed by the jamming radio wave or the like. It can be carried out. On the other hand, as compared with the first embodiment of the system of the present invention in which the flying speed detecting means 21 to the blade opening start time calculating means 24 are provided as the external signal generating device 20, the number of structures stored in the cannonball 10 is increased. Although the cost of 10 increases, according to recent semiconductor technology or the like, it does not cause a significant increase in cost. Moreover, since only the opening / closing control of the resistance blade 11 is controlled for correcting the trajectory, the control is simple, and this is also inexpensive.
[0076]
FIG. 13 shows a different embodiment of the flight speed detection means 21 in the embodiment of FIG. 1, and the flight speed detection means 21 in this embodiment receives satellite radio waves from the global positioning system (GPS) and flies. This is an example of detecting the speed.
[0077]
In FIG. 13, the flight speed detection means 21 includes satellite radio wave reception means 211 that receives satellite radio waves from GPS, GPS analysis calculation means 212, a memory 213, and a time code generator 214.
[0078]
In such a configuration, a GPS signal received by the satellite radio wave reception unit 211 immediately after the bullet is fired, for example, is analyzed by the GPS analysis calculation unit 212 and stored in the memory 213. The received signal from the satellite radio wave reception means 211 is taken in and calculated by the GPS analysis calculation means 212 even after a minute time than the predetermined time by the time signal from the time code generator 214. The flight speed of the shell can be detected from the position data and the elapsed time (minute time). This flight speed output signal is output to a flight error calculation means (not shown), and a flight error is calculated in the same manner as in the above-described embodiments, and thereafter the same processing is performed.
[0079]
FIG. 14 is a schematic diagram for correcting the trajectory using the flying speed detecting means 21 of FIG. That is, the gun position O (x 0 , Y 0 , Z 0 , T 0 ) To launch angle θ, initial speed V 0 The three-dimensional position data and time data are calculated and recorded from the GPS and the time signal from the time code generator, and the position data and time after a very short time immediately after the launch. The initial velocity (velocity) of the shell is estimated from the data by the GPS analysis calculation means 212 shown in FIG. The position where the shell reaches without any control from the initial velocity of the shell, that is, the uncontrolled landing position S 1 And a flight error ΔR with respect to the target range is calculated.
Hereinafter, as described with reference to FIG. 2, the opening time of the resistance blade is calculated, and the measured trajectory is corrected.
[0080]
In the embodiment using GPS, the position data is not limited to estimating the shell velocity from the position data immediately after the launch and after the minute time, but the position data in the middle of the flight and the position data after the minute time. It is also possible to estimate the impact position by calculating the shell speed from the above. Further, the flight distance (landing position) may be calculated from the detection speed and position (altitude) at a predetermined time after launch. At this time, it is also possible to calculate the bullet landing position and the blade opening start time using the position data after the highest ballistic arrival point S of the bullet trajectory. Since it corrects, more appropriate trajectory correction becomes possible. Further, if the highest trajectory arrival point S can be calculated, the non-control impact position S at a position that is substantially symmetrical with respect to the highest trajectory arrival point S with respect to the gun position O (when air resistance is ignored). 1 In this way, the non-controlled landing position S from the highest trajectory arrival point S can be said. 1 May be predicted.
[0081]
According to such an embodiment, since the opening time can be calculated using the data during the flight of the shell, it is possible to perform control in consideration of the influence of weather conditions such as wind, and more accurately There is an effect that it can be guided to the target landing position.
[0082]
FIG. 15 is a diagram showing a correction status of the range in the embodiment using GPS. The resistance wing 11 is assumed to be the resistance wing 11 of FIG. 7, and is obtained by computer simulation as in FIG. It is. According to FIG. 15, it is clear that it is reduced to less than half compared to the normal error of a normal bullet.
[0083]
Although not shown as a chart, it is technically possible to focus the bullets closer to the front than the average landing point of normal bullets, and if such an algorithm is constructed, the distribution will be smaller. Therefore, it can be reduced to about 30% compared to the normal error of a normal bullet. Furthermore, in the present embodiment, the simulation is performed using the maximum trajectory arrival point speed as a reference. However, in actuality, position measurement can be performed immediately before the trajectory correction, and control can be performed based on the data. In this case, the probable error can be further reduced from the analysis result of FIG.
[0084]
FIG. 16 shows the system of the present invention. To help you understand A third embodiment is shown, and this embodiment is an example in which flight speed detection by GPS is incorporated in a shell, and the system of the present invention shown in FIG. To help you understand In the second embodiment, the flight speed is detected not by an acceleration sensor but by a GPS signal.
[0085]
In FIG. 16, the shell 10 includes satellite radio wave reception means 211, which includes an amplifier 216 that amplifies the signal from the GPS reception antenna 215, and a demodulator 217 that demodulates the signal from the amplifier 216. It has. The shell 10 includes a GPS analysis unit 218 that analyzes a signal from the satellite radio wave reception means 211 and outputs a blade opening command as a trigger signal to the blade opening mechanism 12 side. The GPS analysis unit 218 includes an analysis calculation circuit 219 that analyzes and calculates a signal from the demodulator 217 of the satellite radio wave reception unit 211, a memory 221 that stores an output signal from the analysis calculation circuit 219, and the like. An analysis operation circuit 219 and a CPU (Central Processing Unit) 222 that controls the memory 221 are provided. The time signal from the time code generator 101 is also input to the memory 221.
[0086]
In such a configuration, the signal received by the satellite radio wave reception unit 211 and amplified and demodulated is input to the analysis operation circuit 219 of the GPS analysis unit 218, where it is stored in the memory 221 as a position signal or the like. At this time, the GPS signal capture time is also stored by the time signal from the time code generator 101, and the analysis operation circuit 219 again captures and analyzes the signal from the GPS in response to a command from the CPU 222 after a short time of the capture time. The time data is recorded in the memory 221. Based on the position data and time data of these plural positions, the flight error of the cannonball 10 is calculated in the same manner as in the above embodiments by the command of the CPU 222, and the blade opening start time is calculated based on this flight error. When it is determined by the signal from the time code generator 101 that the blade start time has come, the CPU 222 transmits a blade opening command to the blade opening drive mechanism 12 side. As a result, the resistance blade 11 is opened and the trajectory is corrected.
[0087]
In this embodiment, the configuration and operation of the power source 103, the launch detection / power control unit 104, and the like are the same as those in the above embodiments.
[0088]
According to the present embodiment as described above, since the flight error is corrected using the GPS signal, the same effect as the embodiment in FIG. 13 described above can be obtained. In the present embodiment, the GPS satellite radio wave receiving means 211 and the GPS analysis unit 218 are provided in the cannonball 10, so that the ballistic correction or the like is not disturbed by the external radio wave, and the ballistic correction of the cannonball 10 is surely performed. It can be carried out.
[0089]
The present invention is not limited to the above-described embodiments, and modifications and improvements within the scope that can achieve the object of the present invention are included in the present invention.
[0090]
For example, the resistance wing 11 is not limited to the structure shown in FIGS. 7 to 10, and may have other shapes. In short, the ballistic trajectory of the shell is modified by changing the aerodynamic coefficient of the shell by projecting from the peripheral surface of the shell by the opening command Anything is possible.
Further, the blade opening drive mechanism is not limited to the one driven by the explosive, and may be driven using a rotational driving force such as a motor. At this time, a rack and pinion structure is provided in the hinge structure supporting the resistance blade, and the opening angle of the resistance blade is adjusted by rotating the central rod by a motor or the like, and the opening angle of the resistance blade is adjusted. The flight distance may be controlled. In this case, when the flight distance is adjusted by the opening angle of the resistance wing, the time from the launch of the shell to the opening of the resistance wing may be constant, and control may be performed by changing only the opening angle. However, finer control may be performed by combining the control of both the blade opening start time and the blade opening angle.
Accordingly, the blade opening / closing state control calculation means acts as a blade opening start time control means or a blade opening angle control means, and in any case, performs any calculation for changing and controlling the blade opening / closing state of the resistance blade. Good.
[0091]
Further, when angle correction is performed, for example, a flange portion provided on the central shaft, a method of adjusting a stroke of a member corresponding to the blade driving arm 35 in FIG. 7, and a rotation angle of the end hinge portion of the resistance blade are regulated. A method of incorporating a mechanism is conceivable. Further, the method of incorporating the rotation angle restricting mechanism in the hinge portion can be similarly applied to the structure in which the cap is skipped as shown in FIG. 8, the petal type resistance blade in FIG. 9, and the slide type in FIG.
Moreover, the method of releasing the lock of the resistance blade is not limited to the explosive type, and may be a mechanism for mechanically releasing by combining a timepiece mechanism employed in a normal fuze.
[0092]
Further, the information output as the blade opening / closing state change command means may be not only the information on the blade opening start time but also a change instruction of the blade opening angle. Any means capable of outputting a command for changing the open / close state of the resistance blade (resistive blade open command, open angle command, protrusion amount command, etc.) based on the blade open / close state change information by the blade open / close state control calculation means may be used.
[0093]
Moreover, although the antenna provided in the shell is provided in the fuze in the above-described embodiment, it is not limited to this and may be attached to the surface of the bullet filled with glaze. However, in this case, it is necessary to fix the antenna to the groove processed on the surface of the projectile with screws or screws and adhesive, and to make a hole in the projectile and to draw the signal transmission cable into the shell. It is disadvantageous in processing.
[0094]
【The invention's effect】
According to the present invention, at least a resistance wing and an opening drive mechanism for the resistance wing are provided in the shell, and the opening state of the resistance wing is controlled based on the flight error of the shell, for example, the resistance wing is opened. Since the operation, the blade opening angle changing operation and the like can be performed, there is an effect that an inexpensive shell control system can be provided with a simple configuration.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing a first embodiment of a shell control system according to the present invention.
FIG. 2 is a schematic diagram showing a state of correcting the trajectory of a cannonball in the embodiment of FIG. 1;
FIG. 3 is a block diagram showing a circuit configuration on the shell side in the embodiment of FIG. 1;
FIG. 4 is a graph for confirming the effect of the first embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a front view showing an embodiment of a resistance wing cannonball used in the system of the present invention.
FIG. 6 is a front view showing another embodiment of a resistance wing cannonball used in the system of the present invention.
7A and 7B are diagrams showing a first embodiment in which a resistance wing used in the system of the present invention is applied to the tip of a shell, wherein FIG. 7A is a cross-sectional view of a wing closed state, and FIG. A left side view, (C) is a sectional view in an open state, and (D) is a left side view of (C).
FIG. 8 is a cross-sectional view showing a second embodiment in which a resistance wing used in the system of the present invention is applied to the tip of a bullet.
FIG. 9 is a diagram showing a third embodiment in which the resistance wing used in the system of the present invention is applied to the tip of a bullet, and is a diagram in which the wing closed state and the blade opened state are described separately, and (A ) Is a side view, and (B) is a front view with a part cut away.
FIG. 10 is a side view with a part cut away showing a fourth embodiment in which a resistance wing used in the system of the present invention is applied to the tip of a shell, and FIG. Fig. 4 is a diagram of an open blade state.
FIG. 11 A shell control system according to the present invention. To help you understand It is a block diagram which shows 2nd Embodiment.
FIG. 12 is a block diagram showing a specific circuit configuration in the second embodiment of FIG. 11;
FIG. 13 is a block diagram when GPS radio waves are used for the flight speed detection means used in the system of the present invention.
FIG. 14 is a schematic diagram showing a bullet trajectory correction situation when the GPS-based flight speed detecting means of FIG. 13 is used.
15 is a graph for confirming the effect of the trajectory correction situation when the flight speed detecting means using GPS of FIG. 13 is used.
FIG. 16 A shell control system according to the present invention. To help you understand The 3rd Embodiment is shown and it is a block diagram of the circuit structure in embodiment using a GPS signal.
FIG. 17 is a graph showing a relationship between a Mach number and an aerodynamic coefficient for explaining a ballistic correction state by a resistance wing used in the present invention.
FIG. 18 is a graph showing the initial velocity of the shell and the variation in the shooting distance based on the initial velocity.
FIG. 19 is a graph showing the elapsed time until the resistance blades are opened and the amount of ballistic correction, using the size of the resistance blade as a parameter.
FIG. 20 is a graph showing the relationship of the trajectory correction amount when the opening angle of the resistance blade is changed.
[Explanation of symbols]
10 Cannonball
11 Resistance wings
12 Opening drive mechanism
13 Blade opening command means as blade opening / closing state change command means
14 Receiving means
16 Arithmetic control unit in the shell
20 External signal generator
21 Flight speed detection means
23 Flight error calculation means
24 Blade opening start time calculation means as blade opening / closing state control calculation means
25 Calling means
30 Opening drive mechanism
218 GPS analysis unit

Claims (5)

飛翔中に開翼することで空気抵抗を増大させて飛翔距離を短くする抵抗翼およびこの抵抗翼を開翼駆動させる開翼駆動機構を有し、かつ火砲からの発射時のみの発射薬で飛翔する砲弾と、前記砲弾とは別個に外部信号発生装置とを備え、
前記外部信号発生装置には、
前記砲弾の飛翔速度であって、火砲からの発射後の初速を検出する飛翔速度検出手段と、
砲弾発射基準速度を記憶するメモリと、
前記飛翔速度検出手段により検出された初速と前記メモリ内に記憶された砲弾発射基準速度とを比較することにより、前記飛翔速度検出手段からの検出速度に基づいて算出される飛翔距離と目標とする飛翔距離とを比較して飛翔距離の誤差を演算する飛翔誤差演算手段と、
この飛翔誤差演算手段による飛翔距離の誤差に基づき前記抵抗翼の翼開閉状態を変更制御する演算を行って翼開閉状態変更情報を出力する翼開閉状態制御演算手段と、
この翼開閉状態制御演算手段による翼開閉状態変更情報に基づき、前記砲弾に設けられた前記開翼駆動機構に翼開閉状態変更指令を出力する翼開閉状態変更指令手段とを備えた
ことを特徴とする砲弾制御システム。It has a resistance wing that increases air resistance by shortening the flight distance by opening the wing during flight, and an open blade drive mechanism that drives the opening of the resistance wing. An external signal generator separately from the shell and
The external signal generator includes
A flying speed of the projectile, and flying speed detecting means for detecting the initial velocity after firing from artillery,
A memory for storing the reference speed of the shell,
By comparing the initial speed detected by the flying speed detecting means with the bullet firing reference speed stored in the memory, the flying distance calculated based on the detected speed from the flying speed detecting means and the target A flight error calculation means for calculating a flight distance error by comparing the flight distance;
Blade opening / closing state control calculating means for performing calculation for changing the blade opening / closing state of the resistance blade based on the flying distance error by the flight error calculating means and outputting blade opening / closing state change information;
Wing opening / closing state change command means for outputting a blade opening / closing state change command to the blade driving mechanism provided on the cannonball based on the blade opening / closing state change information by the blade opening / closing state control calculating means. Shell control system. 請求項１に記載の砲弾制御システムにおいて、
前記飛翔速度検出手段および前記発信手段は火砲の砲身側に設けられ、
この発信手段と前記砲弾の受信手段とによる信号の授受は砲口近傍で行われる
ことを特徴とする砲弾制御システム。The cannonball control system according to claim 1 ,
The flying speed detection means and the transmission means are provided on the barrel side of a gun,
The bullet control system, wherein the transmission and reception of the signal by the transmitting means and the bullet receiving means is performed near the muzzle. 請求項１に記載の砲弾制御システムにおいて、
前記飛翔速度検出手段は、全地球測位システム(ＧＰＳ)の衛星電波を受信する衛星電波受信手段と、
時間データおよびＧＰＳ衛星電波による複数の位置データにより砲弾の飛翔速度を演算する飛翔速度演算手段とを含んで構成された
ことを特徴とする砲弾制御システム。The cannonball control system according to claim 1 ,
The flying speed detecting means includes satellite radio wave receiving means for receiving satellite radio waves of the global positioning system (GPS),
A bullet control system comprising: a flying speed calculation means for calculating a flying speed of a bullet from time data and a plurality of position data based on GPS satellite radio waves. 請求項１ないし３のいずれかに記載の砲弾制御システムにおいて、
前記翼開閉状態制御演算手段は、砲弾の発射後、抵抗翼を開くまでの時間を演算する開翼開始時間演算手段により構成された
ことを特徴とする砲弾制御システム。The bullet control system according to any one of claims 1 to 3 ,
The wing open / close state control calculation means is constituted by a wing opening start time calculation means for calculating a time until the resistance wing is opened after the bombardment is fired. 請求項１ないし３のいずれかに記載の砲弾制御システムにおいて、
前記翼開閉状態制御演算手段は、抵抗翼の開翼角度を演算する開翼角度演算手段により構成された
ことを特徴とする砲弾制御システム。The bullet control system according to any one of claims 1 to 3 ,
The bomb opening / closing state control calculating means is constituted by an opening angle calculating means for calculating an opening angle of the resistance wing.
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