JP4776301B2

JP4776301B2 - 誘導飛翔体及びそのシステム

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Publication number: JP4776301B2
Application number: JP2005237811A
Authority: JP
Inventors: 俊行井梅
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2005-08-18
Filing date: 2005-08-18
Publication date: 2011-09-21
Anticipated expiration: 2025-08-18
Also published as: JP2007051834A

Description

本発明は追随中の目標に接近したことを検出し、これに応じて信管を起動させ搭載している弾頭を爆発させる誘導飛翔体システムの改良に関する。

一般に、従来のミサイル等の誘導飛翔体システムは、図3に示すように、目標1の方向に向け飛翔する飛翔体本体2により構成される。この飛翔体本体2には、これを目標に向け飛翔させる推進部2aとともに、目標を追随し目標方向へ誘導する誘導部2bと、目標1の接近を捕らえ起爆信号を生成する近接センサ2cと、近接センサの検知信号から起爆信号を生成する信管2d、及び起爆信号により爆発する弾頭2e等が搭載されている。

飛翔体本体2が、推進部2aの推力により目標1の方向に向け飛翔を開始した後は、誘導部2bは目標1の位置を捕らえ、目標1を追尾しつつ、目標1との会合点に向け飛翔すべく誘導信号を生成し、飛翔制御を行い、推進部2aの推力と誘導部2bの制御により目標1に接近したときには、近接センサ2cの形成したビームによる目標1の検知信号を信管2dに送り、信管2dにて弾頭2eを起爆する起爆信号を生成し、弾頭2eを爆発させるよう構成されていた。

従来、この種の近接センサ2dは、目標1の方向に電波または光波のビームを投射し、その反射波を受信して目標1を検出し、検出に基づく信号を利用して信管に対し直ちに、または所定の起爆タイミングによって弾頭を爆発させるようになっている。

このときの起爆タイミングは、目標と飛翔体本体の相対速度7、交戦角6、飛翔体2の近接センサ2cと弾頭2eの配置、目標と飛翔体本体の想定的な位置関係等によって決定する。

しかし、目標と飛翔体本体の相対速度7及び交戦角6については、飛翔体本体の誘導部2b等から得ることができるが、目標と飛翔体本体の相対的な位置関係について精度良く飛翔体が情報を得ることは困難である。例えば、誘導部2bは目標1と飛翔体本体2が極めて接近した状態では、目標を捕らえることができなくなる。このために、目標1’と飛翔体本体2がすれ違い、弾頭の威力範囲に目標が入るタイミングは、目標1の場合と異なるが、最適な起爆タイミングは算出できず、予め予想した会合条件から平均的な位置関係を想定して起爆タイミング算出のアルゴリズムに組み込むこととなり、起爆タイミングのずれによって目標を破壊させる確率を減少させる原因となる。

このような問題を解決するものとして、近接センサを分割し、目標物体が本体周囲のどの象限に近づいているかを検知して起爆のタイミング計算し爆発させる近接信管制御装置が考えられている（例えば、特許文献１参照）。しかし、このような装置を組み込むと飛翔体が大型化してしまうという問題がある。
特開平４−３４４１００号公報

上記のように特許文献１記載の装置でも、どの象限に目標物体が来たかの検知を誤ると、必ずしも有効な爆破を行うことができないという問題があった。

本発明は、上記のような従来の誘導飛翔体の問題点にかんがみてなされたもので、常に効果的に目標を爆破することが可能な小型の誘導飛翔体及びそのシステムを提供することを目的とする。

本発明の請求項１によれば、飛翔体本体の周囲方向に設置された複数の爆発体と、この爆発体を爆発させるために複数の爆発体のそれぞれに対して設けられた信管と、ターゲットとなる目標が所定距離に接近したことを検知する目標検出器と、飛翔体の速度を検出する速度検出器と、目標検知器により目標が飛翔体本体に近づいたことを検知したとき、所定距離、目標検出器のビーム前傾角、及び誘導装置が検出した目標と飛翔体との相対速度に基づき、複数の爆発体の破片が目標に命中するまでの時間を求め、所定距離、目標検出器のビーム前傾角、誘導装置が検出した目標と飛翔体との相対速度、複数の爆発体の破片が目標に命中するまでの時間、及び複数の爆発体の前記周囲方向における位置に基づいて破片命中時の目標と飛しょう体との距離を求め、破片命中時の目標と飛しょう体との距離に基づいて前記複数の爆発体それぞれについて起爆遅延時間を算出する起爆タイミング演算部と、を備え、起爆タイミング演算部により演算された起爆遅延時間に基づいて信管をそれぞれ起動することを特徴とする誘導飛翔体を提供する。

本発明の請求項２によれば、誘導装置によりターゲットとなる目標に飛翔体本体を誘導する誘導飛翔体システムであって、飛翔体本体は、この飛翔体本体の周囲方向に設置された複数の爆発体と、この爆発体を爆発させるために複数の爆発体のそれぞれに対して設けられた信管と、目標が所定距離に接近したことを検知する目標検出器と、飛翔体の速度を検出する速度検出器と、目標検知器により目標が飛翔体本体に近づいたことを検知したとき、所定距離、目標検出器のビーム前傾角、及び誘導装置が検出した目標と飛翔体との相対速度に基づき、複数の爆発体の破片が目標に命中するまでの時間を求め、所定距離、目標検出器のビーム前傾角、誘導装置が検出した目標と飛翔体との相対速度、複数の爆発体の破片が目標に命中するまでの時間、及び複数の爆発体の前記周囲方向における位置に基づいて破片命中時の目標と飛しょう体との距離を求め、破片命中時の目標と飛しょう体との距離に基づいて前記複数の爆発体それぞれについて起爆遅延時間を算出する起爆タイミング演算部と、を備え、起爆タイミング演算部により演算された起爆遅延時間に基づいて信管をそれぞれ起動することを特徴とする誘導飛翔体システムを提供する。

本発明によれば、常に効果的に目標を爆破することが可能な小型の誘導飛翔体及び誘導飛翔体システムが得られる効果がある。

以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。図１に本発明一実施形態の全体構成例を示す。図１に本発明の一実施形態の誘導飛翔体システムの構成を示す。

この誘導飛翔体システム１０は、飛翔本体１１と、この飛翔体本体１１が目標１２を追随するように誘導する誘導装置１３とから成る。

飛翔体本体１１は、目標の接近を捕らえ検知信号を生成する近接センサである目標検出器１４と、飛翔体の速度を検出する速度検出器１５と、誘導装置１３により検出された目標の３成分の相対速度から起爆タイミングを演算する起爆タイミング演算器１６と、これが生成した起爆タイミング信号から爆発させる弾頭１７とから成る。

弾頭１７（爆発体）の中央付近には、信管１８ａ〜１８ｆを有しており、これらの信管が起爆信号により起爆されるとおのおの対応する部分の弾頭１７を爆発させる。これらの信管１８ａ〜１８ｆは、例えば図４に示すように配置されており、それぞれの信管が起爆すると、その方向にのみ弾頭破片が飛散するようになっている。

図２及び図５に示すフローチャートにしたがってこの実施形態の動作を説明する。飛翔体本体１１の目標検出器１４が目標を検知する（ステップＳ２０１）と、起爆タイミング演算器１６は、目標の速度を演算する（ステップＳ２０２）。すなわち、あらかじめ速度検出器１５によって得られた飛翔体速度Ｖｍと誘導装置１３により得られた相対速度Ｖｃを用いて、目標速度Ｖｔと図６に示すような飛翔体座標系（飛翔体の進行方向をｘ方向、進行方向から右手方向をｙ方向、進行方向から下方をｚ方向）での目標速度ｘ成分Ｖｔｘ、ｙ成分Ｖｔｙ、ｚ成分Ｖｔｚを演算する（ステップＳ５０３）。

次に、起爆タイミング演算器１４は、演算した飛翔体速度Ｖｍと目標速度成分Ｖｔｘ、Ｖｔｙ、Ｖｔｚと図６（ａ）に示すような、あらかじめ最適に設計された目標検知時の弾頭と目標の距離パラメータｄと近接センサのビーム前傾角θを用いて、目標の検出から弾頭破片が目標に命中するまでの時間ｔを求める（ステップＳ５０４）。

次に、起爆タイミング演算器１６はステップＳ２０４において、図４に示すようなそれぞれの信管の方向を表す角度φを用いて、図３に示す５、５’のような目標が飛翔体の側面円周上に来たときの距離ｒを周方向に、例えば６方向で演算する（ステップＳ５０５）。

次に、その飛翔体の弾頭破片の速度Ｖｆをあらかじめ求めておき、弾頭破片が目標に衝突するよう起爆タイミング時間ΔＴを、例えば６方向にＳ０〜Ｓ５をそれぞれで演算する（ステップＳ５０６）。

これらの具体的な演算方法を、図面を用いて以下に説明する。座標系としては、直交座標系と円柱座標系を用いる。図６（ａ）に示すように直交座標系（ｘ，ｙ，ｚ）は目標１２を検出したときの、飛翔体本体１１の弾頭１７の位置を原点に固定し、飛翔体本体１１の進行方向をｘ軸、進行方向から右方向をｙ軸、下方向をｚ軸に取る。

また、円柱座標系（ｒ，φ，ｌ）は、図６（ｂ）に示すように、目標１２を検出したときの、飛翔体本体１１の弾頭１７の位置を原点に固定し、直交座標系のｙｚ平面で動径ｒと偏角φを図示するように、取る。この座標系にｘ座標をｌとして与える。６１は検知したときの目標１２の位置である。

したがって、直交座標系（ｘ，ｙ，ｚ）と円柱座標系（ｒ，φ，ｌ）の間には次式の関係がある。ｘ＝ｌ、ｙ＝ｒｃｏｓφ、ｚ＝ｒｓｉｎφ
なお、直交座標系での目標速度を（Ｖｔｘ，Ｖｔｙ，Ｖｔｚ）、飛翔体本体１１の速度を（Ｖｍ，０，０）とする。

ここで、起爆遅延時間を求める。目標１２を直交座標系において（ｌ_０，ｒ_０ｃｏｓφ_０，ｒ_０ｓｉｎφ_０）の位置で検知したとする。この位置は、円柱座標系では（ｒ_０，φ_０，ｌ_０）となる。目標を検知したときの時刻を０秒時とすると、目標１２を検知してからΔＴ秒後に弾頭１７が起爆し、ｔ秒後に目標１２に弾頭１７の破片が衝突する。ここで時間ΔＴ，ｔは未知数である。

破片の目標への衝突時であるｔ秒後の目標１２のある位置は、円柱座標系（ｒ_１，φ_１，ｌ_１）では以下の式で表される。

弾頭の破片は、円柱座標系のφ方向へは一様に飛散する。ｔ秒後に目標１２に破片が命中するには、ｔ秒後の破片位置と目標１２のｌ座標及びｒ座標が一致すればよい。

ｔ秒後の円柱座標系での破片位置（ｒ_ｆ，φ_ｆ，ｌ_ｆ）は、以下の式で表される。

ｒ_ｆ＝Ｖ_ｆ（ｔ−ΔＴ）、φ_ｆ＝（任意）、ｌ_ｆ＝Ｖｍ・ｔ
ｒ_ｆ＝ｒ_１，ｌ_ｆ＝ｌ_１、から未知数ΔＴ，ｔを求めると次のようになる。

ｔ＝ｌ_０／（Ｖｍ−Ｖｔｘ）、ΔＴ＝ｔ−（Δｒ＋ｒ_０）／Ｖｆ
ただし、

ここで、Δｒは時間ｔにおける円柱座標系ｒ座標の変化を表す。直交座標系における目標１２の位置は
０秒時：（ｌ_０，ｒ_０ｃｏｓφ_０，ｒ_０ｓｉｎφ_０）
ｔ秒時：（ｌ_０＋Ｖｔｘ・ｔ，ｒ_０ｃｏｓφ_０＋Ｖｔｙ・ｔ，ｒ_０ｓｉｎφ_０＋Ｖｔｚ・ｔ）
であり、

であるから、Δｒとして次式が得られる。

これを用いて再度、ΔＴを表すと、以下のようになり、飛翔体本体の速度Ｖｍと飛翔体本体の速度（Ｖｔｘ，Ｖｔｙ，Ｖｔｚ）と、弾頭破片の射出速度Ｖｆ及び目標検知時の目標位置（ｒ_０，φ_０，ｌ_０）から起爆遅延時間ΔＴが求められる。

ここで、ｔ＝ｌ_０／（Ｖｍ−Ｖｔｘ）である。

いま、目標の位置を直交座標系で表している。近接信管ビームは飛翔体本体の近接信管部分から円錐状に放射され、目標発見位置はこの円錐上に存在する。すなわち、目標発見時は、図６（ｂ）に示すようになり、目標発見時の目標と弾頭の距離ｄと近接信管ビーム角を用いて、ｒ_０、ｌ_０は、ｒ_０＝ｄｃｏｓθ、ｌ_０＝ｄｓｉｎθ、と表せる。

これらの式より、ｄとθを用いてΔｒ，ΔＴ及びｔを表すと、次式のようになる。

ｔ＝ｄｓｉｎθ／（Ｖｍ−Ｖｔｘ）
また、相対速度成分をＶｃｘ＝Ｖｔｘ−Ｖｍｘ，Ｖｃｙ＝Ｖｔｙ，Ｖｃｚ＝Ｖｔｚとし、ΔＴについて整理すると、以下のようになる。

以上から相対速度のｘ，ｙ，ｚ成分Ｖｃｘ，Ｖｃｙ，Ｖｃｚと目標検出時の弾頭と目標の距離ｄ及び周方向の位置φを入力値とし、ビーム前傾角θ及び弾頭破片の射出速度Ｖｆを固定パラメータとして、起爆遅延時間ΔＴが算出される。

本発明では、ΔＴをφの関数として考え、角度φの位置にある信管に、ΔＴ（φ）の起爆遅延時間としてそれぞれ起爆させる。

このように、起爆タイミング演算器１６は演算した起爆タイミング信号Ｓ０〜Ｓ５を信管１８ａ〜１８ｆに送信し、ｎ番目の起爆時間になるとｎ番目の信管１８ａ〜１８ｆはｎ番目の起爆指令信号を生成し、これらの信管は起爆し、弾頭を飛散させる。

なお、上記実施形態では、弾頭、信管を６個使用しているが、６以外の個数であっても本発明を適用することができる。また、上記実施形態では目標と飛翔体の速度と目標検知時の飛翔体と目標の距離等はセンサ等によって測定したものを使用しているが、センサを有しないシステム等においては設計された固定パラメータを用いることでも適用可能である。

また、上記実施形態では目標と飛翔体を質点で考えているが、目標と飛翔体を有限の長さを有する物体と考え、近接センサ位置と弾頭部の位置の差や、目標の検出部位と破片を命中させたい部位（脆弱部位等）の差を考慮して演算することも可能である。また、弾頭、信管のそれぞれ複数の装置を一つのユニットとしてまとめることも可能である。

異なる起爆タイミングで起爆した信管により、周方向で異なるタイミングで弾頭破片が飛散する。このため、例えば図３の１と１’のように飛翔体と目標の位置関係が異なる場合においても飛翔体システムがその位置関係情報を得る必要がなく、どのような位置関係においても弾頭破片を目標に命中させることができる。

以上説明したように、この発明による弾頭と、目標の接近を捕らえる近接センサと、弾頭を爆発させるための信管と、信管の起動タイミングを制御する起爆タイミング演算器及びこれらを搭載した誘導飛翔体は、近接センサ構成の簡略化・小型軽量化とともに、目標の破壊効果を向上させることが可能である。また、上記特許文献１記載の技術のようなすれ違う方向を検出するセンサを用いた場合、このセンサの測定誤差による精度の低下があり得るが、本発明のこの実施形態では構成品によって方向の差異を解決するため、センサ等を用いないで、より精度良く目標の破壊を狙える効果がある。

本発明は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の技術思想の範囲内で種々変形して実施可能である。

本発明一実施形態による全体の構成を示す図。本発明一実施形態における全体動作を説明するための図。従来の誘導体システムの起爆の様子を説明するための図。本発明一実施形態における弾頭内の信管の配置を説明するための図。本発明一実施形態における動作の詳細を説明するための図。本発明一実施形態における起爆タイミングの計算を説明するための図。

符号の説明

１０・・・誘導飛翔体システム、
１１・・・飛翔体本体、
１２・・・目標、
１３・・・誘導装置、
１４・・・目標検出器、
１５・・・速度検出器、
１６・・・起爆タイミング演算器、
１７・・・弾頭、
１８ａ〜１８ｆ・・・信管。

Claims

飛翔体本体の周囲方向に設置された複数の爆発体と、
この爆発体を爆発させるために前記複数の爆発体のそれぞれに対して設けられた信管と、
ターゲットとなる目標が所定距離に接近したことをビームによって検知する目標検出器と、
前記飛翔体の速度を検出する速度検出器と、
前記目標検知器により前記目標が前記飛翔体本体に近づいたことを検知したとき、前記所定距離、前記目標検出器のビーム前傾角、及び誘導装置が検出した前記目標と前記飛翔体との相対速度に基づき、前記複数の爆発体の破片が前記目標に命中するまでの時間を求め、前記所定距離、前記目標検出器のビーム前傾角、誘導装置が検出した前記目標と前記飛翔体との相対速度、前記時間、及び前記複数の爆発体の前記周囲方向における位置に基づいて破片命中時の前記目標と前記飛しょう体との距離を求め、前記破片命中時の前記目標と前記飛しょう体との前記距離に基づいて前記複数の爆発体それぞれについて起爆遅延時間を算出する起爆タイミング演算部と、を備え、
前記起爆タイミング演算部により演算された起爆遅延時間に基づいて前記信管をそれぞれ起動することを特徴とする誘導飛翔体。
誘導装置によりターゲットとなる目標に飛翔体本体を誘導する誘導飛翔体システムであって、
前記飛翔体本体は、
この飛翔体本体の周囲方向に設置された複数の爆発体と、
この爆発体を爆発させるために前記複数の爆発体のそれぞれに対して設けられた信管と、
前記目標が所定距離に接近したことを検知する目標検出器と、
前記飛翔体の速度を検出する速度検出器と、
前記目標検知器により前記目標が前記飛翔体本体に近づいたことを検知したとき、前記所定距離、前記目標検出器のビーム前傾角、及び誘導装置が検出した前記目標と前記飛翔体との相対速度に基づき、前記複数の爆発体の破片が前記目標に命中するまでの時間を求め、前記所定距離、前記目標検出器のビーム前傾角、誘導装置が検出した前記目標と前記飛翔体との相対速度、前記時間、及び前記複数の爆発体の前記周囲方向における位置に基づいて破片命中時の前記目標と前記飛しょう体との距離を求め、前記破片命中時の前記目標と前記飛しょう体との前記距離に基づいて前記複数の爆発体それぞれについて起爆遅延時間を算出する起爆タイミング演算部と、を備え、
前記起爆タイミング演算部により演算された起爆遅延時間に基づいて前記信管をそれぞれ起動することを特徴とする誘導飛翔体システム。