JPH0449040B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は誘導ミサイルに係り、より特定的には
飛行径路終末部において適用し得るミサイル誘導
法に係る。本発明はまたこの誘導法に従つて作動
する誘導ミサイルにも係る。

現在、地上部隊、より特定的には群を成して地
上を前進する装甲車の如きモータ付車体によつて
形成された編隊、の脅威を比較的遠方で食い止め
ることのできる空対地ミサイルが必要とされてい
る。これら装甲車はその性質上熱エネルギを放射
し従つてポテンシヤルターゲツトとなるため、例
えば磁気スペクトルのIR帯域で作動する電子光
学的E.O.センサなどを搭載したミサイルにより探
知し且つその位置を突止めることが可能である。
ミサイルには更に装甲車の保護装甲を貫破し得る
ミリタリーチヤージ（military charge）を備え
てもよい。このようなミサイルを装甲車群に向け
て発射することは可能ではあるが、地上めがけて
降下する時の最終軌道部において、EOセンサに
より探知された車体の１つにミサイルを着弾させ
るべく軌道修正を行なわなければならないという
問題がある。

ターゲツトの方向と自由落下するミサイルの地
上における着弾方向との間に誤差が生じた場合に
飛行経路終末段階でこの誤差を修正する誘導手段
を備えたミサイルは既に知られている。先行技術
によるこの種のミサイルではミサイルのボデーを
ほぼ一定の角速度で長手方向軸中心に自転させる
一組のフインが底部に装着されており、これが前
述の如き誘導手段の役割を果たしている。この種
のミサイルの頭部には電子光学的EOセンサが配
置されており、ボデー中間部にはミサイルのスピ
ードベクトルと直交する方向に所定の推力を供給
し得る側方推進手段が備えられている。このEO
センサは中空円錐状視界を与えるべく、ミサイル
の軸と直交する平面上に環状に配置された複数の
光検出セルで構成されている。従つてEOセンサ
の視界かカバーする地上面積は軌道高度の低下に
伴い漸減し、ターゲツトがセンサの視界に入ると
その像が光検出セルの１つにキヤツチされ、この
セルによつて推進手段の方位に対するターゲツト
位置が極座標上に決定される。EOセンサの出力
信号は側方推進手段の方位が探知されたターゲツ
トの方向と反対になつた瞬間に該推進手段の始動
命令を出すのに使用される。

比較的簡単な構造を持つこのような先行技術ミ
サイルでは所望の効果度を得ることが不可能であ
り、特にターゲツトへ確実に着弾させることが難
しい。ここに提供する誘導法ではこの目的を果た
すべくミサイル−ターゲツト間の視線の回転を測
定するターゲツト追跡センサが使用されている。

本発明の誘導法はセンサのビームを長手方向軸
に沿つて固定すること、ミサイルのボデーを調節
された角速度で自転運動させること、ミサイルが
螺旋状の軌道を描くようミサイルの移動速度ベク
トルの方向と直交する横方向推力を発生させるこ
と、ターゲツトがセンサのビーム中に存在してい
るか否かを検出すること、センサのビームを固定
状態から解放し該センサの軸をターゲツトに向け
た状態に維持すること、ミサイル−ターゲツト視
線の回転を測定すること、視線の回転に応じた誘
導形態を練成すること、並びに横方向推力を視線
の回転の大きさに応じた方向へ向けるべくミサイ
ルのローリング姿勢を変化させることにある。

本発明は前述の誘導法に従つて作動する誘導ミ
サイルにも係る。本発明の誘導ミサイルはポテン
シヤルターゲツトから放射されるエネルギに感知
するセンサを備えており、ミサイルの長手方向軸
の周りを相対的に自由に回転すべく互に連結され
た第１及び第２主要セクシヨンから成つている。
第１主要セクシヨンは「フロントセクシヨン
（front section）」と呼ばれ、前記のセンサを収
納し駆動手段とガス発生器とを備えている。該駆
動手段はこのフロントセクシヨンの機械構造に一
体的に固定された第１部材と前記第２主要セクシ
ヨンに物理的に結合された第２部材とを有してお
り、該ガス発生器は横方向の力を発生させるべく
側方ノズルにガスを供給する。また第２主要セク
シヨンは「リヤセクシヨン（rear section）」と
称し底部に安定化のためのテールユニツトを有し
ている。センサはミサイルの長軸沿いにビームを
固定してターゲツトを捜索するためのロツキング
デバイスを具備しており、ミサイルをターゲツト
まで誘導すべくミサイルのボデーのローリング姿
勢を制御するためにミサイル／ターゲツト視線の
回転を測定する。

本発明の別の目的はミサイルにその軌道に基づ
く所定の移動初速度を与え且つ該初速度を軌道の
最初から最後までほぼ一定に維持することにあ
る。

本発明は更に移動最終部におけるミサイルのボ
デーの自転角速度を変化させることをも目的とす
る。また、駆動手段の第２部材は中央シヤフトを
介してミサイルのリヤセクシヨンに連結されてい
る。

本発明の更に別の目的によれば、ミサイルのリ
ヤセクシヨンは最終段階に先立つ軌道部分でミサ
イルの弾道学的速度（ballistlcc speed）を減速
するのに使用される投下可能な制動パルシユート
の収納コンパートメントを有している。

本発明の特徴及び利点は該誘導法と誘導ミサイ
ルの一具体例とを示す添付図面に基づいた次の詳
細な説明から明らかにされよう。

第１図は本明細書の序文で触れた先行技術によ
るミサイルとこれに対応する終末部での誘導法と
を簡略に示している。ミサイル１は、軌道に沿つ
た該発射体の移動速度ベクトルＶを持つ長軸Ｘを
中心とした自転角速度ω_rを該発射体に与えるよ
うな形状を有する一組のフイン２を具備してい
る。自由落下の場合ミサイルの軌道は角度θ_t傾斜
しており、このようなミサイルはポテンシヤルタ
ーゲツト６から角度θ_cずれた地点４に着弾するこ
とになる。

軌道を修正すべく、該ミサイルに側方推進手段
３と該手段を始動させるための信号を供給する電
子光学的センサ５とが具備されている。この始動
信号は誤差角度θ_cの測定の結果発信される。この
ように推進手段及びセンサを装備すると該発射体
のスピードベクトルＶがV_c分だけ修正され、そ
の結果スピードベクトルＶより角度θ_cずれたスピ
ードベクトルV_rが得られるためミサイルがター
ゲツト上に着弾するのである。

第２図は第１図のミサイル１に搭載される電子
光学的センサ５の具体例を示している。該EOセ
ンサは基本的に複数の光伝導素子７から成つてお
り、これら素子は開口角がθ、角の幅がβである
所定の中空円錐状視界を与えるべくミサイルボデ
ーの長軸と直交する平面上に環状に配置されてい
る。ターゲツト６の像８がこれら光伝導素子７の
１つ、例えば素子７_i、によつて検出されると推
進手段３の方向と光伝導素子７_iとの間の相対角
度Ａの幅がEOセンサにより測定され演算回路に
送られる。該回路は探知されたターゲツトの方向
へ移動させるような推進手段３の始動時点を決定
する。

第３図は本発明の誘導法に特有の手段を備えた
誘導ミサイル１０を簡略に示している。該ミサイ
ルはポテンシヤルターゲツトから放射されたエネ
ルギに感応するセンサ１１を頭部に有しているほ
か、ミサイルの重心Ｇを通過する横方向推力P_pを
供給する手段１２と長軸Ｘを中心とするミサイル
ボデー１０のローリング姿勢を制御する手段１３
とを備えている。該センサ１１にはビームを長軸
Ｘ方向に固定するためのロツキング手段と、この
ビームによつてキヤツチされたターゲツトの存在
の有無を検出する手段と、ターゲツト−ミサイル
視線（L.O.S）の回転η・を測定するための角度追
跡手段とが具備されている。横方向推力P_pを発生
するための手段１２は側方ノズルへの供給を行な
う燃焼室を有している。該ノズルの推力方向はミ
サイルの長軸Ｘに対し角度α傾斜しており、従つ
てミサイルに加えられる力Ｆの横方向成分F_N及
び長手方向成分F_Lは下記の関係式で示される。

F_N＝Fcosα F_L＝Fsinα これに対応して垂直方向加速度γ_Nは関係式 γ_N＝F_N／Ｍ で示され、長手方向加速度γ_Lは γ_L＝F_L／Ｍｇ で示される。

式中Ｍはミサイルの質量、ｇは地球の重力場の
大きさを表わす。

第４図は軸ｘ，ｙ及びｚを持つミサイル１０の
断面図である。F_Y及びF_Zはミサイルのボデーが
長軸Ｘを中心に回転した時の回転角度θの関数た
る垂直力F_Nの成分であり、夫々下記の関係式で
示される。

F_Y＝F_Ncosφ F_Z＝F_Nsinφ ミサイルのボデーは瞬間角速度φ〓で軸Ｘを中心
に両方向へ回転し得る。φ及びφ〓の大きさはミサ
イル上で測定され得、夫々ミサイルボデーのロー
リング姿勢と自転速度とを制御するのに使用され
る。

第５図は軸ｘ，ｚを持ち地面に連結された平面
グラフであり、前述のミサイル１０に搭載された
EOセンサのビーム１４により走査される地面の
面積を決定する主要パラメータが示されている。
ミサイルの重心Ｇはミサイルボデーの長軸Ｘ方向
に移動速度Ｖをもつて移動し、垂直力、長手方向
力及び地球の重力の力から成る力学システムの作
用下におかれる。該垂直力にはスピードベクトル
Ｖに垂直な加速度γ_Nが対応し、長手方向力には長
軸Ｘ方向の加速度γ_Lが対応し、地球の重力による
力にはその地点の垂直線方向の加速ベクトルｇが
対応する。該ミサイルのビーム１４の半開口の場
（half aperture angular field）εは比較的狭く、
例えば２〜３度である。該ミサイルの下降軌道の
直線G.I.は水平線に対し角度θ_p傾斜している。ミ
サイルのボデーは自転速度φで長軸Ｘの周りを回
転し、EOセンサのビーム１４は長軸Ｘ方向に固
定されるため、該ビーム１４は軸GIをもつ中空
円錐を時間の経過に伴い描いて行くことになる。
この場合該円錐体の外側半開口及び内側半開口の
値は夫々（θ＋ε）及び（θ−ε）で示される。
ミサイルの地上からの高度R_hは時間と伴に減少
するためビーム１４の軸１５は時間に応じて地上
に収束螺旋を描いて行くことになる。該螺旋の半
径R_sは点Ｉを中心に伸長する。ビーム１４によ
り走査される地面の範囲は下降角度が90°に等し
い場合は円形を示し、該角度θが60乃至70°など
の如く大きい場合には偏心率の小さい楕円形を示
す。

第６図は地面に連結された三面体ｘ、ｙ、ｚグ
ラフであり、下降角度θ_pが90°に等しい特殊なケ
ースにおいて前述のミサイルによりターゲツトを
探知する方法を示している。この場合、長軸Ｘを
中心とするミサイルの回転速度φとミサイルの速
度Ｖとは一定に維持されているものとし、空気の
抵抗力は考慮せず、ミサイルのノズルにより生じ
る長手方向の加速力γ_Lと重力ｇとは互に等しい値
を有し且つ反対方向に作用するものとする。ミサ
イルの重心Ｇの軸跡Ｓは円筒体１５に担持された
螺旋を描く。該円筒体は軸ｚが実質的に点Ｉを通
過しており、半径の大きさがγである。EOセン
サのビーム１４により走査される地面の面積A_s
は次式で示される。

ΔA_s＝π.（R_h・tan（θ＋ε）² オプチカルビームが当てられている地面部分
ΔA_sは楕円形であり、その軸ΔR_s及びΔR′_sは夫々
下記の関係式で示される。

ΔR_s＝2R_hsinε／cos²θ ΔR′_s＝2R_hsinε ミサイルとEOセンサのビームが当たつている
地面部分ΔA_sとの間の斜の距離R_dは次式で示さ
れる。

R_d＝R_h／cosθ 点Ｉと面ΔA_sとの間の水平距離R_sは次式で示さ
れる。

R_s＝R_h・tanθ 第６図には速度V_cで移動し点Ｉから距離R_cを
おいて配置されたターゲツトｃも図示されてい
る。このｃの如きターゲツトを探知する確率を高
めるためにはEOセンサのビーム１４の角速度Ω
を連続的走査フレームが或る程度重畳するよう決
定しなければならない。

オプチカルビームがターゲツトｃ上を通過する
時間は次式で示される。

Ｔ＝2ε／Ω 式中Ωは垂直軸ｚを中心として回転するビーム
の回転角速度を表わす。

第７図は第６図に示されているミサイル１０の
軌道Ｓの部分詳細図である。該ミサイルのスピー
ドベクトルＶはミサイルの重心を表わす点Ｇに源
を発し、該点Ｇを持つ円筒体１６の母線に正接す
る平面Ｐ上に含まれている。該スピードベクトル
Ｖの成分は垂直成分V_h及び直交成分V_tであり、
これら成分は次の関係式で示される。

V_h＝V.cosθ V_t＝V.sinθ スピード成分V_tは中心Ｏと半径ｒとを有する
円に正接している。

力学の一般的関係から、Ω＝φ〓／cosφとすれば次 式 r.Ω＝V_t ｒΩ²＝γ_N＝ｒ（φ／cosθ） が成り立つ。前記の関係式を結合すれば円筒体の
母線C.I.に対するミサイルのスピードベクトルＶ
の傾斜角θが tanθ＝γ_N／V.φ として得られる。

第８図は地上ターゲツトの探知法の一変形例を
示す簡単なグラフである。この変形例では長軸Ｘ
を中心とするミサイルのローリング角速度φが地
上からのミサイルの高度R_hに応じて変化し、こ
の場合、連続走査フレームの幅ΔR_sとミサイルの
スピードベクトルＶの傾斜角度θとの値を得るた
めの前述の公式はほぼ次のように書き直される。

ΔR_s＝2H・εメートル θ＃γ_N／V.φ 角度ε及びθの値はやはり小さいものとする。

従つて、EOセンサのビームの隣接走査フレー
ムが50％の重複係数もつて重複すれば、次の関係
式が成り立つ。

（φ）²＃2π.γ_N／H.εrad.²s^-1 その結果ミサイルの重心Ｇの軌跡Ｓは、 ｒ＃H.ε／2π の如く示される半径ｒを持つ円錐体の面に内接す
ることになる。

以上、ミサイルの最終軌道部の導入部分、即ち
ミサイルの下降軸を中心とする地上区域A_s内に
ターゲツトが存在するか否かを検知する段階につ
いて詳細に説明してきたが、次にミサイルの軌道
の終末部即ちセンサによりターゲツトの像をキヤ
ツチし、続いてミサイルをその探知されたターゲ
ツト上に着弾すべく誘導する段階について説明し
よう。

第６図及び第７図から明らかなように、平面Ｐ
が垂直軸ｚを中心に回転する時にターゲツトの位
置に対応する点ｃの近傍を所定の時間に通過し且
つ下記の関係 R_cR_h．tanθ が実質的に成立していれば、EOセンサのターゲ
ツトの像を検出し、検出した瞬間から次の如き出
力信号を発信する： ビーム１４内におけるターゲツトの存在を指摘
する第１出力信号、 ミサイル−ターゲツト視線の回転速度に比例し
た第２出力信号。

第１出力信号はオプチカルセンサのビームを解
放してセンサによるターゲツト像の角追跡
（angulartracking）を可能にするのに使用され、
第２出力信号は角追跡が実施に移された後で、ミ
サイルボデーのローリング姿勢を制御しその結果
ミサイルを適切な方向に誘導するための演算手段
に送られる。

第９図はミサイル−ターゲツト視線の回転速度
ベクトルη〓と、ミサイルの長軸Ｘを通過するスピ
ードベクトルＶに垂直な推力F_Nと、該推力F_Nの
配向角度Δφとを示すグラフである。

該ミサイル誘導の法則は次の方程式 γ〓＝γ_NcosΔφ＝2η〓.V＋Ａ（η〓−η〓₀）．Ｖ で示されるが、これは例えば加速度γ_N／２を傾斜η〓 に対応させる場合などにこの傾斜の値をゲインＡ
が有しているような地例巡航の法則に対応する。
このように加速度を傾斜に対応させると良好な操
縦性の余裕が次式によつて示される大きさη₀の両
側に等しく得られるため有利である。

η〓₀＝Ｖ／４・γ_N 従つて、誘導入力信号は大きさη〓に比例し、レ
スポンスは回転ベクトルη〓の方向に対する推力F_N
の配向の大きさΔφで表わされる。前記の誘導の
法則の方程式では項η〓₀及びＶが定数であるためこ
の大きさΔφは次式 Δφ＝Arccos（Kη〓＋K₀） で示される。

第９図及び第１０図は回転ベクトルη〓の係数に
応じたミサイルの加速γ及びローリング誘導角度
Δφの法則を示している。

第１７図は絶体三面体UVと誘導ノズルの方向
に準拠したミサイル三面体YZとにおける回転ベ
クトルη〓の成分を示すグラフである。

第１８図はミサイルを追跡するための制御ルー
プを示すブロツク図である。該制御ループはミサ
イル−ターゲツト視線の回転ベクトルの成分η〓_y及
びη〓_zを送出するガイダンスセンサ１００を含んで
おり、これら２つの成分はレゾルバ１１０と回転
ベクトル｜η〓｜の係数を演算する演算器１２０と
に送られる。この回転ベクトル｜η〓｜は第１０図
に示されている誘導の法則に従い出力信号Δφを
発信する演算器１３０に送られ、サーボモータ１
４０を介してレゾルバ１１０を等価角度回転させ
る。そして最終的に出力信号V〓がミサイルボデ
ーのローリング制御手段１５０に送られる。

加速の交差成分γ_T＝γ_NsinΔφはミサイルの要撃
軌道の螺旋運動を生じさせる。この場合ミサイル
ボデーのローリング角速度φは次の関係式で示さ
れる。

φ＝2V_R／R_dtanΔφ₀ 式中V_Rは相対速度、R_dはミサイル及びターゲ
ツト間の残余距離を表わす。従つて加速成分γ〓は
斜方向の比例航行に係る成分であり、γ_Tは螺旋軌
道を生じさせるがターゲツトまでの誘導の収束状
態には影響を及ぼさない成分ということになる。

以上説明したきた誘導法は口径が余り大きくな
い。例えば約100mm程度の誘導ミサイルに適用し
得、先に列挙した種々の主要パラメータは参考ま
でに次の如き値を有していてよい： 軌道に沿つたミサイルの移動速度Ｖ……約50ｍ
s^-1 下降角度θ₀……60乃至90°、 下降軸に対するミサイルのスピードベクトルの
傾斜角θ……10乃至15°、 センサのビームの半開口角ε……約４乃至8°、 ガス発生器点火時点におけるミサイルの高度
R_h……約500ｍ。

主要パラメータが前記の如き値を有している場
合、軌道終末部での飛程時間は10乃至15秒であ
り、垂直加速度の値γ_Nが約25ｍs^-2であればロー
リング中の回転角速度φ〓は約2.5rad・s^-1、センサ
のビームにより走査される地面の面積は約5.10⁴
m²である。これらパラメータの値はいずれもミサ
イルの使用目的に応じて変化し得る。

第１１図は前述の誘導法に従い作動する誘導ミ
サイルの一具体例の長手方向断面図である。

この誘導ミサイル１０は２つの主要セクシヨ
ン、即ち「フロントセクシヨン」と称する第１主
要セクシヨン２０と、「リヤセクシヨン」と称す
る第２主要セクシヨン３０とを有している。これ
らセクシヨンはミサイルの長軸Ｘの周りを相対的
に自由に回転し、２つのベアリング２２ａ及び２
２ｂに担持された中央シヤフト２１を介して互に
連結されている。

フロントセクシヨン２０内部には下記の機素が
配置されている： −透明ドーム２３ａ後方のEOセンサ２３、 −該フロントセクシヨンのローリング姿勢を制御
するための駆動手段２４；この手段は該フロン
トセクシヨンの機械構造に一体的に固定された
第１部材２４ａと、ミサイルのフロント及びリ
ヤセクシヨンを連結する中央シヤフト２１に物
理的に結合された第２部材２４ｂとから成つて
いる、 −一方でEOセンサに、他方で該駆動手段２４に
接続された電気回路を収納するコンパートメン
ト２５、 −該フロントセクシヨンの外部側壁上に出口が配
置されている側方ノズル２７に連結されたガス
発生器２６。

また、中央連結シヤフト２１と物理的に一体
的に形成されているリヤセクシヨン３０は、広
げることの可能は一組のフイン３２から成る安
定化用テールユニツト３１をベース部分に備え
ている。該図面には２つのフインのみを示し
た。図では一方のフイン３２ａが広げられた状
態即ち作動位置にあるのに対し他方３２ｂは折
曲状態即ち非作動位置にある。

該リヤセクシヨン内部に配置されている機素
は、 −ミサイルのミリタリーチヤージ３３、及び −ミサイルの軌道上で解放され、次いで飛行中に
投下されるパラシユート３５を収納するコンパ
ートメント３４である。

このようなミサイルはその特徴として下記の如
き主要寸法パラメータを有し得る： −外径に等しい口径Do、 −全長Lo、 −フインの翼幅L_E、 −総質量Mo。

次に前述した主要機素について説明しよう。

EOセンサ２３は例えば迎撃すべき車体から放
射される熱エネルギなどに感応し、ドーム２３ａ
はこれに対応するIR放射線を透過させる。該EO
センサはオプチカルアセンブリ２３ｂを備えてお
り、該アセンブリの焦点にはビーム１４をεに等
しい半開口の値をもつて発する光検出素子２３ｃ
が配置されている。尚、該ビームはその軸１５で
示されている。オプチカルアセンブリ２３ｂと光
検出素子２３ｃとから成るアセンブリはジヤイロ
スコープに担持されており、該ジヤイロスコープ
はオプチカルビーム１４の軸をミサイルの長軸方
向に固定するロツキング手段（tulipage）と、空
中の該オプチカルビームをロツクされた状態で方
向付けるための歳差手段とを含んでいる。更に該
EOセンサはビームにキヤツチされた熱源の存在
を検出する電子的手段とオプチカルビームの軸を
ターゲツト及びミサイル間の直線に従わせるため
の手段とを有している。

ミサイルのフロントセクシヨンのローリング姿
勢を制御する駆動手段２４はトルクモータであ
る。トルクオータとは駆動すべき負荷と直接咬み
合うよう結合し得る多極性回転電気機械のことで
あり、この種の機械は速度又は位置のサーボシス
テムに所定の正確度を与えるべく電気的制御信号
を十分大きい機械的トルクに変換する。そのデザ
インから「パンケーキ型」と呼ばれるトルクモー
タはミキイルの構造に容易に統合し得る。

第１２図から明らかなように、このタイプのト
ルクモータは主として次の３つの機素を有してい
る： −永久磁界を与えるステータ２４ａ、 −セグメント付コレクタ２４ｃと一体的に形成さ
れたコイル状積層ロータ２４ｂ、 −制御信号を受容するための接続を備えたブラシ
担持シリンダ２４ｄ。

このトルクモータはその機械的特性により負荷
と硬く接合するため機械的共鳴振動数が多い。ま
た、その電気的特性に起因して、トルクモータ固
有のレスポンス時間は短かくてよく、分解能は高
くてよい。更に、発生したトルクは入力電流に比
例して増大し、且つ速度又は角度的位置には左右
されない。トルクは入力電流の関数として直線で
あるため、この種の機械には作動閾値
（operating threshold）がない。トルクモータは
主としてARTUS社（仏）及びINLAND社（米）
などにより商品化されている。駆動手段の第２部
材２４ｂは、ミサイルの後方テールユニツト部に
接続されているため、該リヤセクシヨンの慣性ト
ルク（inertialtorque）とテールユニツトにより
与えられる空気力学的トルクとが結合して生じる
抵抗トルクの作用を受ける。駆動手段の第１部材
２４ａは補償回路網を含む増幅器に接続された制
御入力を備えている。該増幅器の入力は、センサ
がターゲツトを捜索している間に、ミサイルボデ
ーのローリング角速度と基準値との比較の結果発
信される電気信号を受信する。ミサイルのボデー
のローリング角速度はミサイルの長軸と合致した
感光軸（sensitive axis）を持つレートジヤイロ
によつて与えられ得る。また基準値は時間に応じ
て、即ち地上からのミサイルの高度に応じて変化
し得る。探知されたターゲツトに向けてミサイル
を誘導する段階の間、駆動手段の増幅器の入力は
ミサイル−ターゲツト視線の回転を取消すべくミ
サイルボデーのローリング姿勢を制御するための
電気信号を受容する。

ミサイルのテールユニツト３１はミサイルのボ
デーに当接するよう折畳まれた時の位置と広げら
れた時の作動位置との間を往復し得るフインで構
成されている。ミサイルの移動速度Ｖが比較的緩
慢であることから、テールユニツトは大きな空気
力学的安定化トルクを供給しなければならない
が、これはミサイルのボデーに正接するよう配置
された丈の長いフインにより実現される。第１３
図はテールユニツトアセンブリの斜視図である。
図面を簡明にすべく、手前のフインは省略した。
該テールユニツトのボデー３１ａは環状部材であ
り、例えばミサイルのリヤセクシヨン３０のベー
スに該部材を固定するための内部ねじ山３１ｂな
どを有している。該環状部材はその周縁に等間隔
をおいて配置された一組の傾斜フオークジヨイン
ト３１ｃを備えている。これらフオークジヨイン
トでは互に平行した面を持つスリツト３３が、ホ
ール３３ａ及び３３ｂを貫通するピンを介して回
動し得るフイン３２の枢着ラグ３４を受容する。
機構上の観点から見ると、該テールユニツトは各
フイン毎に折畳み位置に鎖錠するデバイスを具備
して初めて安全なものとなる。該デバイスは例え
ばスプリング式鎖錠機構３６などで構成されてお
り、フインの枢着ラグにこの目的のために形成さ
れた側方ノツチと係合し得るピン３７を作動させ
る。このタイプのテールユニツトは1966年３月15
日付で出願され第1485580号として公開されたフ
ランス特許PV第53419号に一具体例が詳細に記載
されている。安定化させる機能以外に、テールユ
ニツトは空気力学的抵抗トルクを供給するが、こ
のトルクは駆動手段２４の第２部材２４ｂに伝達
される。

ガス発生器２６は基本的に燃焼室から成つてお
り、該燃焼室内部には２つの固体推薬ブロツク２
６ａ及び２６ｂが配置されている。これらの２つ
の推薬ブロツク間には噴射ノズル２７が配置され
ており、該ノズルの出口はミサイルのボデーの側
壁を貫通して形成されている。ガスが推し出され
る方向Poはミサイルの前方に向けて角度α傾斜
しているため２つの加速力成分、即ち地球の重力
の力を補償する長手方向F_Lと、ミサイルのスピ
ードベクトルＶの方位を変化させるべくミサイル
のボデーのローリング姿勢と結合して使用される
垂直力FFNとが得られる。燃焼室の断面、従つ
て推薬ブロツクの断面はミサイルの長軸の周りに
自由な通路が形成されるよう、より特定的にはミ
サイルのフロント及びリヤセクシヨンを連結する
シヤフト２１を配置するための空間が形成される
よう、円環状であつてよい。

推楽の総質量mpは次の関係 m_p＝Ｆ・Td／ｇ・Is を満たすようなものでなければならない。式中Ｆ
は所望の推力、Tdは軌道終末部におけるミサイ
ルの最大飛行時間、Isは使用される推楽の特定イ
ンパルスを表わす。

ミリタリーチヤージは車体の保護装甲を貫通し
得るジエツトを発生する所謂「中空チヤージ」タ
イプのものが有利である。ジエツトがミサイルの
長軸に沿つて自由に通過し得るよう、ミサイルの
フロント及びリヤセクシヨンを連結するシヤフト
２１はその軸部分に凹所２１ａを備えている。加
えて、EOセンサ２３と駆動手段２４とに接続さ
れた電気回路を収納するコンパートメント２５の
中央部にも自由な通路を形成してよい。

ミサイルの制動パラシユート３５は飛行爆弾の
如き被制動反射体分野の技術で使用されるものに
類似していてよく、このパラシユートには解放及
び落下デバイス（図示せず）が組合わされてい
る。パラシユートの作動時間はミサイルの質量
Moとミサイルの軌道の最終部における飛行速度
対所定速度の比とに依存する。

以上説明してきた誘導ミサイルは約100mmの平
均口径と重量乃至１Kgに対し約６乃至７の伸長係
数（elongation factor）とを有するようなミサ
イルであつてよい。但し、該ミサイルの種々の値
は特に塔載されているミリタリーチヤージに応じ
て広い範囲内で変化し得ることに留意されたい。

前述の如き誘導ミサイルはそれ自体でより大き
い発射体の副発射体を構成し得る。この大型発射
体の主要機能は砲撃段階の軌道の最終部分に到る
までの巡航部分を通してこのような副発射体を１
つ又は複数担持することである。

第１４図は巡航部分と砲撃軌道最終部分との間
の移行部分を示すが、この図では担持用発射体５
０が副発射体即ち誘導ミサイル５１，５２及び５
３をセクシヨン５４に収納して運搬している。軌
道の移行部分に到達するとこれら誘導ミサイルが
射出され、担持用発射体とほぼ同等の速い初速度
で離散して地上からの所定の高度まで降下する。
ターゲツトを捕捉し攻撃するのに適した速度Ｖを
得るべくこれら誘導弾の移動初速度を減速させる
ために、ミサイル制動パラシユート３５が所定の
時間放出され、その後ミサイル及びパラシユート
間の機械的接続の切断により落下する。安定化テ
ールユニツト３１が広げられ、ミサイルのフロン
トセクシヨンが自転を開始する。続いて横方向推
力F_Nを発生させるガス発生器が始動し、地上の
ポテンシヤルターゲツトを捜索する段階が開始し
得る。副発射体５１乃至５３から離れる特に担持
用発射体５０が与える射出力に起因して、副発射
体のセンサによるターゲツト捜索が開始される時
点では或る程度の離散距離R_Dが生じている。

第１５図は３つの誘導ミサイル５１，５２及び
５３の一配置例を示す担持用発射体５０のセクシ
ヨン５４の部分分解図である。

これらのミサイルは該担持用発射体の長軸周囲
に等間隔をおいて配置されており、必要であれば
全く同一の別のミサイルグループをこれに加えて
並置してもよい。

第１６図は収納セクシヨン５４内部における誘
導ミサイル５１，５２及び５３の相対的配置を示
すための担持用発射体５０の横断面図である。該
誘導ミサイルは素子５５に当接しており該素子は
射出装置５６によつて作動する。該射出装置はこ
れら誘導ミサイルが相互間に所定の間隔をおいて
離散するよう、射出時に或る程度の運動を誘導ミ
サイルに伝達する機能をも有しており、油圧、空
気圧もしくは電気的手段により作動する公知タイ
プの機構であつてよい。担持用発射体の横断面を
最小化すべく、これらミサイルには余りスペース
をとらないよう折畳式に形成された４つのフイン
３２から成るテールユニツトを具備してもよい。

表１に、砲火軌道上にある間ミサイルによつて
実施される主作動の展開を要約して示した。

本発明の誘導ミサイルの特徴及び適用は以上説
明してきた具体例に制約されるものではなく、特
にセンサは受動（passive）又は半能動（semi−
active）タイプであつて電磁スペクトルのオプチ
カル帯域又はレーダ帯域内で作動してもよい。駆
動手段２４又はミリタリーチヤージ２３の如き素
子の相対的配置も変形可能である。

本発明は独立したミサイルに限らず従来の運搬
手段又は航空機に担持されたミサイルにも適用さ
れる。

表１ t₀−ミサイルが担持された状態で巡航する
段階の終了、 −ミサイルの長軸方向にセンサがロツク
される、 −ミサイルのジヤイロスコープ素子のロ
ータが始動する、 −ジヤイロスコープレフアレンスの調
整、 −第１電気エネルギ源の励磁、 t₀＋T₁−ミサイルが担体より射出される。

t₀＋T₂−制動パラシユートが開く、 t₀＋T₃−制動パラシユートが落下し、安定化テ
ールユニツトが開く、 t₀＋T₄−ガス発生器が点火し、ミサイルに横方
向推力が加えられ、センサが感応し始
める、 t₀＋T₅−ミサイルのボデーが長軸を中心に自転
を開始する、 t₀＋T₆−地上のポテンシヤルターゲツトの存在
が探知され、センサのロツキングが解
除され、センサのビームが検出された
ターゲツト像上にロツクされる、 t₀＋T₇−ミサイル−ターゲツト視線の回転が測
定され、ミサイル誘導形態が練成され
る、 t₀＋T₈−ターゲツトに着弾しミリタリーチヤー
ジが爆発する。

【図面の簡単な説明】

第１図は先行技術誘導ミサイルの説明図、第２
図は先行技術ミサイルの電子光学的センサの構成
法を示す説明図、第３図は本発明の誘導法に必要
な手段を備えた誘導ミサイルの簡略説明図、第４
図は第３図の誘導ミサイルの横断面図、第５図は
地面に接続されおり、センサのビームに走査され
る地面の範囲を決定する主要パラメータを示す、
ｘ及びｚを軸とする平面図表、第６図はポテンシ
ヤルターゲツトの捜索法を示しｘ、ｙ、ｚを軸と
する地面に接続された三面体図表、第７図はミサ
イルの軌道の一部を示す詳細説明図、第８図は捜
索軌道の一変形例を示す略図、第９図はミサイル
−ターゲツト視線の回転の大きさの関数としてミ
サイルに与えられた加速の法則を示すグラフ、第
１０図はミサイル−ターゲツト視線の回転の大き
さに応じミサイルのボデーのローリング姿勢を制
御するための法則を示すグラフ、第１１図は本発
明の誘導ミサイルの長手方向断面図、第１２図は
電気トルクモータ構成部材の分解図、第１３図は
安定化用テールユニツトの一具体例を示す説明
図、第１４図は地上にある一群の車体を破壊すべ
く本発明誘導ミサイルを使用した場合の説明図、
第１５図は複数のミサイルを収納するミサイル積
載用発射体のコンパートメントの分解図、第１６
図はコンパートメント内での誘導ミサイルの相対
的配置を示すミサイル積載用発射体の断面図、第
１７図は絶対三面体とミサイル三面体とにおける
ミサイル−ターゲツト視線の回転ベクトルの成分
を示すグラフ、第１８図はミサイル追跡用制御ル
ープの機素を示すブロツク図である。 １，１０……ミサイル、２……フイン、３……
側方推進手段、５……電子光学的センサ、６……
ポテンシヤルターゲツト、７……光伝導素子、１
１，２３……センサ、１２……横方向推力供給手
段、１３，２４……ローリング制御手段、１４…
…ビーム、１００……ガイダンスセンサ、１１０
……レゾルバ、１２０，１３０……演算器、２０
……フロントセクシヨン、３０……リヤセクシヨ
ン、３１……テールユニツト、３２……フイン、
３３……ミリタリーチヤージ、５０……担持用発
射体、５１，５２，５３……副発射体、５６……
射出装置。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ポテンシヤルターゲツトより放射されるエネ
   ルギに感応するセンサを備えたミサイルを軌道の
   最終部分において誘導する方法であり、 (a) 該センサのビームをミサイルの長軸方向に沿
   つて固定させる段階、 (b) ミサイルのボデーを所定の回転角速度で長軸
   を中心に回転させる段階、 (c) ミサイルの移動速度の方向に垂直な横方向推
   力を発生させる段階、 (d) センサのビームによりキヤツチされたターゲ
   ツトの存在の有無を検出する段階、 (e) センサのビームを固定状態から解放し、ミサ
   イル・ターゲツト間の視線の回転を測定すべく
   該ビームの軸を検出されたターゲツト像に向け
   て維持する段階、 (f) 該視線の回転の測定値に応じた誘導形態を練
   成する段階、並びに (g) ミサイルのローリング姿勢を補正すべく該誘
   導形態を使用する段階 を含むことを特徴とする誘導法。 ２ ミサイルが軌道の最終部分に入つた時に該ミ
   サイルの移動速度が所定の値に到達していること
   を特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の誘導
   法。 ３ 地球の重力に起因して得られる力とほぼ同等
   の大きさを持ちミサイルの長軸と合致した方向に
   作用する長手方向推力を発生させることにより、
   軌道最終部分の最初から最後までミサイルの移動
   速度がほぼ一定に維持されることを特徴とする特
   許請求の範囲第２項に記載の誘導法。 ４ ミサイルのボデーの回転角速度が該ミサイル
   の軌道の最終部分の間に上昇して行くことを特徴
   とする特許請求の範囲第３項に記載の誘導法。 ５ ポテンシヤルターゲツトより放射されるエネ
   ルギに感応するセンサを備えた誘導ミサイルであ
   り、該ミサイルのボデーの長軸を中心に相対的に
   自由に回転する互に連結された２つの主要セクシ
   ヨンを有しており、第１セクシヨンが「フロント
   セクシヨン」と称し、センサを収納していると共
   に駆動手段及びガス発生器を含んでおり、該駆動
   手段が該フロントセクシヨンの構造と一体的に形
   成された第１部材と第２主要セクシヨンに物理的
   に結合された第２部材とから成り、該ガス発生器
   が横方向推力を与えるべく側方ノズルへの供給を
   行ない、第２主要セクシヨンが「リヤセクシヨ
   ン」と称し、広げることのできるフインで形成さ
   れた安定化テールユニツトをベース部分に備えて
   おり、前記センサにビームをミサイルの長軸に沿
   つて固定させるためのロツキングデバイスが具備
   されており、前記駆動手段がミサイルのボデーの
   ローリング姿勢を変化させるべく増幅器を介して
   誘導形態作成器に接続された制御入力を有してい
   ることを特徴とする誘導ミサイル。 ６ 前記駆動手段の第２部材が中央連結シヤフト
   によつてミサイルのリヤセクシヨンに連結されて
   いることを特徴とする特許請求の範囲第５項に記
   載のミサイル。 ７ 前記駆動手段が電気トルクモータであること
   を特徴とする特許請求の範囲第６項に記載のミサ
   イル。 ８ ミサイルの前記リヤセクシヨンが「中空チヤ
   ージ」タイプのミリタリーチヤージを収納してお
   り、前記中央連結シヤフトが軸方向の凹部を有し
   ていることを特徴とする特許請求の範囲第７項に
   記載のミサイル。 ９ ミサイルの前記リヤセクシヨンがパラシユー
   ト収納コンパートメントを有していることを特徴
   とする特許請求の範囲第８項に記載のミサイル。 １０ 安定化テールユニツトが、ミサイルのボデ
   ーに当接するように畳むことのできる一組のフイ
   ンで形成されていることを特徴とする特許請求の
   範囲第９項に記載のミサイル。 １１ 担持用発射体の副発射体を構成する特許請
   求の範囲第５項乃至第１０項のいずれかに記載の
   ミサイル。