JP5386264B2

JP5386264B2 - レーザ要撃防御装置

Info

Publication number: JP5386264B2
Application number: JP2009179104A
Authority: JP
Inventors: 亙田中; 潤一木村
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2009-07-31
Filing date: 2009-07-31
Publication date: 2014-01-15
Anticipated expiration: 2029-07-31
Also published as: JP2011033257A

Description

本発明は、飛翔体に設けられるレーザ要撃防御装置に関する。

近年、ロケット弾や砲弾などの飛翔体を、高出力レーザを用いて要撃するレーザ要撃装置が開発されている。このレーザ要撃装置は、飛翔中の飛翔体に地上等から高出力レーザを照射することで、飛翔体を加熱して破壊する。

レーザ要撃装置に対する防御手段として、レーザ反射膜・断熱塗料塗布方式、キャピラリー冷却方式およびガス・液滴散布方式がある。

レーザ反射膜・断熱塗料塗布方式の防御手段では、レーザ光を反射する鏡面処理を飛翔体の外面に施すか、または、断熱塗料を飛翔体の外面に塗布する。

キャピラリー冷却方式の防御手段では、飛翔体の外面にキャピラリー（細管）を配置し、ラム圧を利用した空気冷却を行う。

ガス・液滴散布方式の防御手段では、飛翔体の周囲に気体または液滴を散布し、レーザ光を遮蔽することにより、飛翔体を保護する。

なお、本願の先行技術文献として下記特許文献１〜３がある。

特開２００６−２８４０３６号公報特開昭５８−１９５７９９号公報特開平２−１００２６７号公報

しかし、レーザ反射膜・断熱塗料塗布方式の防御手段では、レーザ光を反射する鏡面処理で得られる反射率は９０％程度であり、高エネルギレーザ光を十分に反射できない。また、レーザ反射膜・断熱塗料塗布方式の防御手段では、断熱塗装はかなりの厚さが必要であるため、飛翔体の直径が変更され、その結果、既存の飛翔体発射装置に適用できない。

キャピラリー冷却方式の防御手段では、構造が複雑となるだけでなく、飛翔体の直径が変更され、その結果、既存の飛翔体発射装置に適用できない。さらに、外部の空気をキャピラリーに取り込むため、空気抵抗が増大する。

ガス・液滴散布方式の防御手段では、発煙剤や液体を飛翔体内に組み込むが、どのような物質が発煙剤や液体として最適であるか不明である。

そこで、本発明の目的は、従来には無い手段により、効率的にレーザ光の熱を除去できるレーザ要撃防御装置を提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明によると、前記飛翔体に設けられるレーザ要撃防御装置であって、
飛翔体の最高耐熱温度よりも低い融点を有する低融点金属を収容する収容部と、
前記低融点金属を融解させる機能を持つ発熱体と、
作動することで、点火により前記発熱体を機能させる発熱体点火装置と、
飛翔体がレーザ要撃されていることを検知することで、前記発熱体点火装置を作動させる作動装置と、
前記収容部と飛翔体外部とを連通させる流出孔を有する飛翔体外面構成部と、を備え、
前記発熱体により融解した前記低融点金属が、液体金属として前記流出孔から流出して、少なくとも部分的に飛翔体外面を覆うようになっている、ことを特徴とするレーザ要撃防御装置が提供される。

上述した本発明のレーザ要撃防御装置では、作動装置は、飛翔体がレーザ照射されていることを検知すると、発熱体点火装置を作動させる。これにより、発熱体点火装置は、発熱体を機能させる。発熱体は、機能すると、熱を発生することで、低融点金属を融解させる。このように融解した前記低融点金属は、液体金属として前記流出孔から流出して、少なくとも部分的に飛翔体外面を覆うので、飛翔体外面に照射されるレーザを反射する。このようにして、レーザ要撃から飛翔体を防御できる。
また、液体金属として前記流出孔から流出した液体金属は、照射レーザの一部を吸収して加熱されても、飛翔体の後方へ流れていくので、照射レーザにより発生する熱を除去できる。
さらに、液体金属は、高い熱伝導率を有するので、液体金属を通してレーザ照射による熱を分散させることができる。
よって、液体金属による照射レーザの反射と、飛翔体後方への液体金属の流れと、液体金属の高熱伝導率による熱分散とにより、効率的にレーザ光の熱を除去できる。

本発明の好ましい実施形態によると、前記収容部に隣接し、内部にガス発生剤が設けられた燃焼室と、
作動することで、点火により前記ガス発生剤から燃焼ガスを発生させるガス発生剤点火装置と、を備え、
前記作動装置は、飛翔体がレーザ要撃されていることを検知することで、前記ガス発生剤点火装置を作動させ、
前記収容部と前記燃焼室との境界には、これらを互いに仕切る隔壁が設けられ、
前記隔壁は前記燃焼ガスにより前記収容部側へ押され、これにより、前記液体金属が前記流出孔から押し出される。

このように、燃焼室内の前記ガス発生剤から燃焼ガスが生成させると、燃焼ガスの圧力により前記隔壁が前記収容部側へ押され、これにより、前記液体金属が前記流出孔から押し出される。よって、前記液体金属を前記流出孔から確実に流出させることができる。

また、本発明の好ましい実施形態によると、前記作動装置は、前記飛翔体がレーザ要撃によりレーザ照射されて加熱されると、前記発熱体点火装置および前記ガス発生剤点火装置に電力を供給することで、これらを作動させる。

好ましくは、前記流出孔は、前記低融点金属で埋められている。

このように、前記流出孔は、前記低融点金属で埋められているので、流出孔を形成しても飛翔体の飛翔に悪影響を与えることがない。
また、流出孔に埋められた低融点金属は、収容部内の前記液体金属から熱を受けることで融解する。従って、前記流出孔を、前記低融点金属で埋めても、液体金属を飛翔体の外部へ流出させることができる。

上述した本発明によると、液体金属による照射レーザの反射と、飛翔体後方へ液体金属の流れと、液体金属の高熱伝導率による熱分散とにより、効率的にレーザ光の熱を除去できる

ロケット弾である飛翔体に、本発明のレーザ要撃防御装置を設ける場合を示す。ミサイルである飛翔体に、本発明のレーザ要撃防御装置を設ける場合を示す。砲弾である飛翔体に、本発明のレーザ要撃防御装置を設ける場合を示す。本発明の実施形態によるレーザ要撃防御装置の構成図である。本発明の実施形態によるレーザ要撃防御装置の作用を説明する図である。本発明の実施形態において飛翔体を液体金属で覆っている状態を示す図である。

本発明を実施するための最良の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

本発明によるレーザ要撃防御装置１０は、ロケット弾、ミサイル、砲弾などの飛翔体２０に設けられる。

図１は、ロケット弾である飛翔体２０に、レーザ要撃防御装置１０を設ける場合を示す。図１において、レーザ要撃防御装置１０は、弾頭部３とロケットモータ５との間に配置される。

図２は、ミサイルである飛翔体２０に、レーザ要撃防御装置１０を設ける場合を示す。図２において、レーザ要撃防御装置１０は、弾頭部３とロケットモータ５との間に配置される。なお、符号７は、誘導部を示す。ミサイルでは、ロケットモータ５は、通常、目標に当たるまで作動しており、レーザ要撃の脅威の遭遇する際にも、ロケットモータ５に推進薬は残されている。そのため、ロケットモータ５は、レーザ要撃の大きな弱点となり得る。

図３は、砲弾である飛翔体２０に、レーザ要撃防御装置１０を設ける場合を示す。図３において、レーザ要撃防御装置１０は、信管９と弾体１１との間にネジ接合により挿入される。

図４は、図１、図２または図３におけるレーザ要撃防御装置１０の拡大部分透視図である。図４に示すように、レーザ要撃防御装置１０は、収容部１３、発熱体１５、発熱体点火装置１７、作動装置１９、飛翔体外面構成部２１、燃焼室２３およびガス発生剤点火装置２５を備える。

収容部１３は、飛翔体２０の最高耐熱温度よりも低い融点を有する低融点金属１３ａを収容する。前記最高耐熱温度は、例えば、飛翔体２０に弾頭が搭載されている場合には、この弾頭の発火温度である。低融点金属１３ａは、例えば、下記の［表１］に示す錫（Ｓｎ）、ビスマス（Ｂｉ）、Ｓｎ−Ａｇ−Ｃｕ系鉛フリーはんだ、または、Ｓｎ−Ｚｎ−Ｂｉ系鉛フリーはんだである。なお、ＢｉやＰｂの熱伝導率は、４００〜７００℃で、一定であり、水の約５０倍、有機物の約１００倍強である。また、低融点金属１３ａの表面張力は、水や有機物の表面張力よりも１０倍以上である。

発熱体１５は、例えば、Ｆｅ＋ＫＣｌＯ_４（鉄＋過塩素酸カリウム）、Ｚｒ＋ＫＣｌＯ_３（ジルコニウム＋塩素酸カリウム）、または、Ｂ＋ＢａＣｒＯ_４（ホウ素＋クロム酸バリウム）である。図４の例では、低融点金属１３ａは、互いに分離した複数の領域毎に、該領域を満たすように配置され、発熱体１５は、これら領域の間に充填される。この例では、発熱体１５は、収容部１３において、低融点金属１３ａに接触するように設けられる。

発熱体点火装置１７は、作動することで発熱体１５に点火する。発熱体１５は、点火されると機能し、熱を発生させる。

作動装置１９は、飛翔体２０がレーザ要撃されていることを検知することで、発熱体点火装置１７を作動させる。作動装置１９は、この例では、飛翔体外面側部分と飛翔体内部側部分と、該飛翔体外面側部分と該飛翔体内部側部分との温度差により電力（電流または電圧）を発生させる熱電変換素子とを有し、前記電力が所定値になると発熱体点火装置１７およびガス発生剤点火装置２５に電力を供給することで、発熱体点火装置１７およびガス発生剤点火装置２５を作動させる装置である。即ち、飛翔体２０がレーザ要撃によるレーザ照射で加熱されることで、前記飛翔体外面側部分と前記飛翔体内部側部分との温度差が所定値に達すると、作動装置１９は、発熱体点火装置１７およびガス発生剤点火装置２５に電力を供給する。

飛翔体外面構成部２１は、収容部１３と飛翔体外部とを連通させる流出孔２１ａを有する。流出孔２１ａは、収容体１３内の低融点金属１３ａと同じ低融点金属１３ａで埋められている。収容部１３内および流出孔２１ａ内の低融点金属１３ａは、後述のように融解すると、流出孔２１ａから飛翔体外部へ流出するようになっている。好ましくは、流出孔２１ａは、飛翔体２０の軸に対する周方向において、間隔を置いて複数設けられる。また、好ましくは、各流出孔２１ａは、飛翔体２０の軸方向において、収容部１３の前方部に位置する。

燃焼室２３は、収容部１３に隣接して配置される。また、燃焼室２３には、ガス発生剤２３ａが設けられる。ガス発生剤２３aは、例えば、過塩素酸塩や硝酸塩を主とする火薬などである。収容部１３と燃焼室２３との境界には、これらを互いに仕切る隔壁２４が設けられる。

ガス発生剤点火装置２５は、作動することで、ガス発生剤２３ａに点火する。これにより、ガス発生剤２３ａから高圧の燃焼ガスが発生する。この燃料ガスの圧力により、隔壁２４を収容部１３側へ移動させる。

次に、上述した構成を有するレーザ要撃防御装置１０の作用について説明する。図５（Ａ）のように、飛翔体２０がレーザ要撃によりレーザ光に照射される。これにより、流出孔２１ａの低融点金属１３ａが融解する。また、飛翔体２０がレーザ光に照射されることで、作動装置１９が加熱されると、作動装置１９は、上述のように発熱体点火装置１７およびガス発生剤点火装置２５に電力を供給し、発熱体点火装置１７およびガス発生剤点火装置２５を作動させる。これにより、発熱体点火装置１７は、図５（Ｂ）のように、発熱体１５に点火することで、発熱体１５は、熱を発生し、これにより収容部１３内の低融点金属１３ａを融解させる。一方、ガス発生剤点火装置２５は、図５（Ｂ）のように、ガス発生剤２３ａに点火することで、図５（Ｃ）のように、ガス発生剤２３ａから燃焼ガスを発生させる。この燃焼ガスの高圧力により、図５（Ｄ）のように、隔壁２４は前記燃焼ガスにより収容部１３側へ押されて移動し、これにより、前記液体金属が流出孔２１ａから押し出される。また、レーザ照射により融解されない流出孔２１ａ内の低融点金属１３ａは、収容部１３の前記液体金属から熱を受けることで融解する。このように、低融点金属１３ａが、図５（Ｄ）のように、液体金属（溶融金属）として各流出孔２１ａから流出して、図６のように、少なくとも部分的に飛翔体外面を覆うようになっている。

上述した本発明の実施形態によるレーザ要撃防御装置１０によると、以下の効果（Ａ）〜（Ｃ）が得られる。

（Ａ）作動装置１９は、飛翔体２０がレーザ照射されていることを検知すると、発熱体点火装置１７を作動させる。これにより、発熱体点火装置１７は、発熱体１５を機能させる。発熱体１５は、機能すると、熱を発生させることで、低融点金属１３ａを融解させる。このように融解した低融点金属１３ａは、液体金属として流出孔２１ａから流出して、少なくとも部分的に飛翔体外面を覆うので、飛翔体外面に照射されるレーザを反射する。このようにして、レーザ要撃から飛翔体２０を防御できる。
また、流出孔２１ａから流出した液体金属は、照射レーザの一部を吸収して加熱されても、飛翔体後方の大気中へ流れていくので、照射レーザにより発生する熱を除去できる。
さらに、液体金属は、高い熱伝導率を有するので、液体金属を通してレーザ照射による熱を分散させることができる。
よって、液体金属による照射レーザの反射と、飛翔体後方への液体金属の流れと、液体金属の高熱伝導率による熱分散とにより、効率的にレーザ照射による熱を除去できる。

（Ｂ）燃焼室２３内のガス発生剤２３ａから燃焼ガスが生成させると、燃焼ガスの圧力により隔壁２４が収容部１３側へ押され、これにより、前記液体金属が流出孔２１ａから押し出される。よって、前記液体金属を流出孔２１ａから確実に流出させることができる。

（Ｃ）流出孔２１ａは、低融点金属１３ａで埋められているので、流出孔２１ａを形成しても飛翔体２０の飛翔に悪影響を与えることがない。また、流出孔２１ａに埋められた低融点金属１３ａは、収容部１３内の前記液体金属から熱を受けることで、融解する。従って、流出孔２１ａを、低融点金属１３ａで埋めても、液体金属を飛翔体２０の外部へ流出させることができる。

本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

３弾頭部、５ロケットモータ、７誘導部、
９信管、１０レーザ要撃防御装置、１１弾体、
１３収容部、１３ａ低融点金属、１５発熱体、
１７発熱体点火装置、１９作動装置、２０飛翔体、
２１飛翔体外面構成部、２１ａ流出孔、２３燃焼室、
２３ａガス発生剤、２４隔壁、２５ガス発生剤点火装置

Claims

前記飛翔体に設けられるレーザ要撃防御装置であって、
飛翔体の最高耐熱温度よりも低い融点を有する低融点金属を収容する収容部と、
前記低融点金属を融解させる機能を持つ発熱体と、
作動することで、点火により前記発熱体を機能させる発熱体点火装置と、
飛翔体がレーザ要撃されていることを検知することで、前記発熱体点火装置を作動させる作動装置と、
前記収容部と飛翔体外部とを連通させる流出孔を有する飛翔体外面構成部と、を備え、
前記発熱体により融解した前記低融点金属が、液体金属として前記流出孔から流出して、少なくとも部分的に飛翔体外面を覆うようになっている、ことを特徴とするレーザ要撃防御装置。
前記収容部に隣接し、内部にガス発生剤が設けられた燃焼室と、
作動することで、点火により前記ガス発生剤から燃焼ガスを発生させるガス発生剤点火装置と、を備え、
前記作動装置は、飛翔体がレーザ要撃されていることを検知することで、前記ガス発生剤点火装置を作動させ、
前記収容部と前記燃焼室との境界には、これらを互いに仕切る隔壁が設けられ、
前記隔壁は前記燃焼ガスにより前記収容部側へ押され、これにより、前記液体金属が前記流出孔から押し出される、ことを特徴とする請求項１に記載のレーザ要撃防御装置。
前記作動装置は、前記飛翔体がレーザ要撃によりレーザ照射されて加熱されると、前記発熱体点火装置および前記ガス発生剤点火装置に電力を供給することで、これらを作動させる、ことを特徴とする請求項２に記載のレーザ要撃防御装置。
前記流出孔は、前記低融点金属で埋められている、ことを特徴とする請求項１、２または３に記載のレーザ要撃防御装置。