JPH04177099A - 空中発射誘導弾 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は、航空機より発射され、相手航空機を捕捉追
尾する空対空誘導弾に関するものである。

［従来の技術］ 従来のこの種の空対空誘導弾（以降、誘導弾と呼ぶ）に
ついて説明する。第４図は従来の誘導弾の機能ブロック
図である。図において、（１）は誘導弾本体、（２）は
発射母機、（３）は射出機構。

（４）はアンビリカルケーブル、（５）は誘導弾へ操縦
指令を送るコマンド送信器、（６）は同指令信号を受信
するコマンド受信器、（８）は推進装置。

（７）はその点火装置、（９）はホーミング装置。

（１０）は操舵装置、　（１１）は操舵翼である。

次に動作について説明する。　射出機構（３）しこより
誘導弾（１）が母機（２）より投下されると、アンビリ
カルケーブル（４）が切り離されたことを検出して点火
装Ｍ（７）へ点火指令が入り、推進装置（８）による推
進力により誘導弾は母機の進行方向と同一方向へ加速さ
れて行く。その後、母機のコマンド送信器（５）より進
行方向に関する指令をコマンド受信器（６）が受信すれ
ば、誘導弾は指令に従って進行方向を変える。その後、
目標機を捕捉すればホーミング装置（９）の信号に従っ
て操舵する。第５図は発射状況を垂直面より見た図であ
り、第６図は相手航空機（３１）に対して誘導弾を発射
した状況を水平面より見た図である。

［発明が解決しようとする課題］ 従来の誘導弾は以上のように構成されていたので、目標
機が発射母機の進行方向に存在する場合は容易に対処で
きるが、目標機が発射母機の後方又は側方の比較的近距
離に位置している場合は。

誘導弾は推進装置により加速されて速度が大きくなって
いるため、旋回半径を速度と許容旋回荷重より決る値よ
り小さくすることができないので。

発射後、誘導弾自ら目標機を捕捉するまでに長時間を必
要とするなどの課題があった。

この発明は上記のような課題を解決するためになされた
もので、全方位攻撃性に優れた誘導弾を得ることにより
、母機が後方の脅威に対しても対処できるようにするこ
とを目的とする。

［課題を解決するための手段］ この発明に係る空対空誘導弾は１発射後、推進装置を点
火する前のまだ速度の小さい間に誘導弾を脅威の存在す
る方向へ旋回させ、旋回完了後に推進装置を点火するこ
とにより９発射初期の誘導弾進行方位設定を短時間で行
なえるようにしたものである。

［作用］ この発明における空対空誘導弾は９発射前に母機からの
初期方位に関する設定信号を受けて記憶し、母機より射
出投下された後、誘導弾は自身の方位と指令方位が一致
するまで最大舵角で操舵して、一致後、推進装置を点火
させる。

［実施例］ 以下、この発明の一実施例を図について説明する。第１
図はこの誘導弾の機能ブロック図を示す。図において、
　（２１）は母機の操縦者により発射前に設定される誘
導弾初期方位設定器、　（２２）は初期方位設定記憶装
置、　（２３）は誘導弾の姿勢及び弾首方位の検出器、
　（２４）は設定値と現在値との偏差を増巾して（１０
）の操舵装置へ舵角指令を送り、さらにこの偏差値が所
定の値より小さくなった時に推進装Ｗ（８）の点火装置
（７）へ点火指令を送る機能を有する制御装置である。

次に動作について説明する。例えば、母機の後方警戒装
置等の情報から、後方の近距離にせまった脅威に対して
誘導弾を発射する場合、母機の操縦者は目標機の存在す
る方位（例えば磁方位）を誘導弾へ入力し、誘導弾側で
二の信すを記憶しておく、射出機構（３）により誘導弾
（１）が母機より投下され、母機との干渉の可能性のな
い位置まで落下した時点で、誘導弾の弾首方位と初期設
定値との偏差があると操舵装置（１０）により操舵翼（
１１）を最大角度で操舵する。この時点における誘導弾
の速度に関しては、垂直方向成分は重力による加速の影
響はまだ小さいためにほとんど零に近い値であり、水平
方向成分は母機速度より若干小さい程度であるためにそ
の合成速度はまだ小さい値である。従って９Ｍ導弾の許
容荷重の範囲内で旋回半径を小さくできるためにきわめ
て短時間に誘導弾の姿勢を所定の方位へ向けることがで
きる。初期方位設定指令信号と誘導弾姿勢との偏差が所
定の値以下となったとき制御装置（２４）より推進装置
に点火指令を与え、その後は従来の誘導弾と同様に推進
して行く。

第２図、第３図はこの発明の実施例による運用状況をそ
れぞれ垂直面、水平面で示したものである。

なお、上記実施例では後翼操舵方式としているが、空対
空誘導弾が射出された後、推進装置を点火するまでの間
だけ、操舵指令信号発生と同時に展開する前翼カメード
を設けて操舵するようにすれば旋回時間をさらに短縮で
きる。

［発明の効果コ 以上のように、この発明によれば２Ｍ導弾の初期姿勢変
化のための所要時間を短縮化でき２さらには、母機の後
方から追撃してくる航空機の操舵者にとっても予期せぬ
方向から誘導弾が飛しょうしてくることになり７相手機
の退避余裕も小さくなり、撃墜確率のより高い空対空誘
導弾を得ることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例による空対空誘導弾の機能
ブロック図、第２図、第３図はこの発明の実施例による
それぞれ垂直面、水平面で示した図、第４図は従来の空
対空誘導弾の機能ブロック図、第５図、第６図は同じく
運用状況を水平面。 垂直面から見た図である。 図において、（１）は空対空誘導弾、（２）は発射母機
、（３）は射出機構、（４）はアンビリカルケーブル、
（５）はコマンド送信器、（６）はコマンド受信器、（
７）は点火装置、（８）は推進装置、（９）はホーミン
グ装置、　（１０）は操舵装置、　（１１）は操舵翼、
　（２１）は誘導弾初期方位設定器、　（２２）は初期
方位設定記憶装置、　（２３）は磁方位及び姿勢検出器
。 （２４）は制御装置、　（３１）は相手航空機である。 なお図中間−又は相当部分には同一符号を付して示しで
ある。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 航空機より発射される前に、航空機の操縦者により誘導
   弾に対して設定された初期方位設定指令信号を誘導弾側
   において、アンビリカルケーブルを通じて受信し、これ
   を記憶する記憶手段と、誘導弾が航空機から放射された
   後、上記記憶手段で記憶されていた方位設定値と誘導弾
   自身の方位との偏差信号を増巾して舵角指令を発生する
   制御装置と、この制御装置の出力信号に従って最大舵角
   で誘導弾を旋回させる操舵装置と、上記偏差信号が所定
   の値以下となった時点で推進装置を点火して、目標への
   ホーミング誘導へ切換る手段とを具備したことを特徴と
   した空中発射誘導弾。