JPH0457960B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は空からの襲撃物を撃墜するための誘導
ミサイルに関する。より詳しくは高速で飛行し、
機動性が高く、撃墜のための終末軌道では地表す
れすれに飛べるかあるいは急降下できるミサイル
に関する。

一般に、目標は速度、方向、機動性、軌道等に
より特徴づけられる運動をしている。この目標を
照準線への指令や比例航行とかの誘導原理により
誘導されるミサイルが撃墜するのであるが、目標
がより遅く動きかつより規則的な運動すればする
程、ミサイルは目標により近接することが出来
る。爆発が目標の近くで発生すればする程、この
目標を破損するための所望の確率に対する弾頭の
大きさはより小さく出来る。

従つて、ミサイルの飛行の終末軌道において、
目標からの誤差を出来るだけ補償すべく、ミサイ
ルに最終的な機動的行動を取らせなければならな
い。

そして、目標の機動能力や逃避能力が高ければ
高い程、ミサイルの特に要撃区域における側方加
速性をより高く、かつ応答時間をより短くすべき
である。

撃墜するのに特に困難である典型的な目標は高
度な機動能力を有する超音速飛行物であり、これ
は終末相において地表すれすれに飛行して来た
り、あるいは急降下してくる。このような超音速
飛行物の場合、発見が遅れがちになり、それ故
に、保護すべき場所の安全を確保するのは出来る
だけ迅速にこの超音速飛行物を無効化することを
要求する。

目下のところ、そうした超音速飛行物による攻
撃を公知の防護装置によつて対抗することは困難
である。比例航行に基いて誘導される従来の空力
的制御付きの防護ミサイルは、非常に大規模な弾
頭を備えなれければ、そうした攻撃を防ぐことが
出来ない。

公知兵器装置に応用されている高性能の誘導原
理を利用することは確かに出来るが、それの効率
は目標を妨害するまでに残つている時間を知るこ
とに依存し、そしてこれは混信する環境において
は、意図される日的に必要とされる精度をもつて
評価を行うことが出来ない。その上、概略的にこ
の型の誘導原理は、目標の運動の予測を二次導関
数すなわち加速度をも考慮した外挿法で行つてい
ることのせいで、防護ミサイルの時定数に若干等
しい平均値を有するランダム周期の運動を目標が
迅速に変化して行うと、失敗になる。その時の目
標からの誤差距離は単純な比例的航行法則の場合
の誤差距離よりも大きくなる。そのせいで、再
び、大質量の弾頭を選ぶことになつてしまう。

従つて、上記の規準による誘導の不満足を、防
護ミサイルの、機動能力を高めること、即ち、負
荷因子の増加、とりわけ防護ミサイルの応答時間
を減少させることにより、補償することが推奨さ
れる。

普通の空力的制御のミサイルにおいて、終末相
で行われる機動的行動の空力的応答の時定数は常
に大きく、数拾秒の程度である。この型の制御を
これからはPAFと呼ぶ。

終末相での機動的行動を生ぜしめる制御装置は
空力的なものであるか、主推進装置のジエツトの
制御によるものであるか、あるいは主推進装置ま
たは独立した要素からの側方補助ジエツトによる
ものである。

実質的に重力を通る力を利用することにより僅
かに百分の何秒という応答時間が得られる。この
ような力は空力的に、あるいは側方ジエツトによ
つて獲得しうる。この場合、終末の軌道変化は重
心の直接的移動による。

力制御と呼ばれるかかる公知の型の制御をこれ
からはPIFと呼ぶ。これは非常に高度の応答迅速
性を本質的に出すのものである。

本発明は、高度の側方加速をもたらす空力的制
御PAFと、一方において高度な応答迅速性を生
じ、他方において、ミサイルの総合的な機動能力
を顕著に高めるPIF制御との組合せから成つてい
る。

本発明は、地表すれすれに飛行して接近して来
たり、あるいは急降下して侵入してくる機動力の
ある超音速航空機を確実に撃墜しうる新規な防御
兵器を種々提供する。

本発明による第一の兵器装置は補助ロケツト付
きのミサイルをこの補助ロケツトの助けによらず
ランチヤにより垂直に打ち上げ、PIF制御法を用
いてミサイルを目標の方へ傾斜させ、ミサイルを
高速にすべく補助ロケツトを点火し、補助ロケツ
トが完全に燃え尽きた際に、ミサイルの重心を一
定にしてPIF−PAF制御が使えるようになつてい
る。

本発明による第二の兵器装置は、目標の方に向
けてミサイルを航空機から落し、その速い運動効
果を使用するようになつている。

本発明の一実施例による水上艦艇の自己防衛用
のSAN（大地、空、海軍）と呼ばれる兵器装置を
例示的に添付の図面を参照して以下に説明する。

第１図は本発明によるミサイルを示す。このミ
サイルは普通の三軸自動操縦装置を備えている。
目標の検出はこのミサイルを発射した例えば水上
艦艇１１に備えられた監視レーダ１１Ａにより行
われる。監視レーダ１１Ａは目標の場所、挙動及
び範囲の情報を処理装置に供給し、そしてこれら
の情報を処理装置が分析し、これをミサイルに送
信する。

地表すれすれに飛来して接近する非常に速い超
音速の目標に対しては、その検出が遅れがちにな
るのである。それで、この目標を検出すれば出来
るだけ早くこれを破壊することが要求される。

このことは、迎撃ミサイルに、飛行速度が速い
こと、機動性が高いこと、そして目標を確実に破
壊できるように終末において目標との誤差距離が
出来るだけ小さくすることを要求する。

比例航行により誘導される現在のミサイルはこ
れらの規準に合致しておらず、非常に大きな軍用
装薬を備えていないと目標の破壊に失敗してしま
う。

このような問題点を解決するために、本発明に
よれば、PAFと呼ばれる空力的制御装置で、大
なる負荷因子を有するものに、PIFと呼ばれる力
制御モードを組み合せ、かかる力制御モードは重
心近くを通る力を生ぜしめるようになつている。
なお、力制御モードは種々なものが考えられ、噴
射であれ空力的に制御されたものであつてもよ
い。

ミサイル１と切り離し可能な補助ロケツト２が
第１図に示されており、ミサイル１はホーミング
装置３と制御および誘導装置４と、力制御モード
PIFと、翼および空力的制御手段PAFの集合体７
とからなつている。なお、力制御モードPIFは重
心Cg近くを通る力を生ぜしめるジエツト偏向装
置５とこの偏向装置５の近くに配置された推進装
置６Ａ，６Ｂとからなる。これら推進装置が燃え
つきた時重心Cgが出来るだけ移動しないように
推進装置は配置されている。補助ロケツト２は安
定器８を有している。図示の安定器は広げられる
ようになつている。

ミサイル用のこの新しい側方加速制御方法は、
どのような大きな振幅の指令でも非常に短い応答
時間で達成させる。これは大きな側方加速可能性
を有する空力的制御装置と、重心近くを通り中程
度の側方加速可能性を有するが非常に短い応答時
間を有する力制御装置との組み合わせにより得ら
れる。

そうした組合せは下記の方程式を特徴としてい
る。

なお、Og＝誘導指令 Ｆ(p)＝PIFの伝達関数 Ｇ(p)＝PAFの伝達関数 Γex＝ミサイルの全加速 Γ₁＝PIFの加速 Γ₂＝PAFの加速 である。

第４図は相，，，およびの各運転相
における主特性、即ち速度、側方加速可能性ｎ
および移行距離Ｘを、ミサイルの飛行の連続的進
行の関数として展開したものを概略的に示してい
る。

０〜t1：低速でミサイル１と補助ロケツト２との
連結体を垂直に打ち上げる（相）、 連結体を傾斜させる（相） t1〜t2：補助ロケツト２を点火して加速（相） t2〜t3：ミサイル１をPIF−PAFにて制御、重心
は実用上一定（相） t3〜：ミサイル１をPAFのみにて制御（相） この第４図から次のことが明らかである。すな
わち、相（t2〜t3）のミサイル１は普通の目標
に加えて、地表すれすれに飛行して来て発見しに
くい目標を破壊することが出来る。

また、時間t3を越えた相の間のPAF制御の
故にミサイル１はより遠方の普通の目標をも攻撃
することが出来ることも第４図から判る。

以上のことは第２図および第３図に示されてお
り、高性能の目標１０は相において撃墜されて
おり（第２図）、ヘリコプタ１３とか航空機１２
の如き低性能の目標は相において撃墜されてい
る（第３図）。

ヘリコプタ１３や航空機１２は相においては
なおさらミサイル１により破壊されよう。

第２図を参照して、ミサイル１と点火していな
い補助ロケツト２との連結体が水上艦艇１１から
ランチヤ管１１Ｂにより毎秒数拾メートルの程度
の速度で打ち上げられる（相）。これはランチ
ヤ管１１Ｂに連結されているガス発生器からのガ
ス圧による。

このような垂直打ち上げ（相）の拾分の数秒
後に第１のPIF力制御段階が開始され、拾分の
二、三秒のうちに相となりミサイル１と補助ロ
ケツト２との連結体の傾斜を生ぜしめる。

相において補助ロケツト２が点火されてミサ
イル１は約1000m／ｓまで加速される。

補助ロケツト２が燃えつきた後も、重心Cgの
位置は実質的に変化していない。なお、図示の実
施例の場合、燃えつきると補助ロケツト２はミサ
イル１より切り離される。

相および相の間にホーミング装置は目標１
０を探査すべく作動を開始し、相の終になる前
にロツク・オンする場合、ミサイル１の向きの第
一補正はPIFにより行われる。

相においては、僅かに加速された高速を有
し、PIF−PAFにより自動操縦されるミサイル１
は −ホーミング装置が末だ目標をロツク・オンして
いないならば、水上艦艇１１の如き打ち上げ場
所からの指令によりコースの更新が行われる。

−ホーミング装置が目標をロツク・オンしている
ならば、目標１０に向つて比例的航行を行う。

目標１０の高度が非常に低い場合には、例えば
海上でのイメージ効果の如き、ありうる或る効果
を防ぐために、垂直面における軌道は僅かに降下
した角度になつている。

ミサイル１の制御は次の如くにして確実に行わ
れる。

ミサイル１の垂直方向の打ち上げ後の自由飛行
の拾分の数秒後に、ミサイルは三つの動作モード
を有する自動操縦装置により制御される。

加速並びに傾斜の間のミサイル１と補助ロケツ
ト２との連結体の制御を担当している第一動作モ
ードでは、偏ゆれと縦ゆれの制御はPIFの機能の
第一レベル、すなわち、重心に対して喰い違いに
なつたPIF装置の作用で行われる。

巡航制御である第二動作モードでは、偏ゆれお
よび縦ゆれの制御は大きな側方加速によるサーボ
制御である。この第二動作モードは、拾分の数秒
程度の時定数を有するPAF型の従来の空力的操
縦と、百分の一秒程度の非常に短い応答時間を有
するPIF型の力制御（重心は今は実質的に変化し
ない）との本発明による組み合わせから成る。

かくして、本発明によれば、次の如きものが得
られる； −50g程度の高い機動性、これはPAFからの高い
機動性とPIFの力制御による機動性との加え合
せに、百分の一秒台という非常に短い応答時間
が組み合わさつたものであり、そしてこれは使
用の範囲全体に渉つている、 −自動操縦を要請する典型的な指令に対し、PIF
の応答時間に近い応答時間が得られる。

本発明による組み合わせの好ましいものを述べ
るにあたり、自動誘導の問題によく出て来る概念
を以下に説明する。

先ず、Og＝誘導指令（ｍ／s2） Ｆ(p)＝PIFの伝達関数 Γ₁＝PIFの加速 Ｇ(p)＝PAFの伝達関数 Γ₂＝PAFの加速 Γex＝ミサイルの全加速 と定義すると、直線区域での伝達関数は Γex／Og＝Ｆ(p)＋Ｇ(p)−Ｆ(p)・Ｇ(p) と記され、例示的に Ｆ(p)＝１／１＋0.01p Ｇ(p)＝１／１＋0.1p を入れると、PIF−PAF操縦の伝達関数は、 Γex／Og＝１＋0.01p／１＋0.11p＋0.001p² となる。

かくして、操縦の応答時間はこの成分のもより
も僅かに低いが、しかし他方、最も速いものに充
分近接していることが判る。

換言すると、PIFは、PAFの実行エラーに対し
ての軌道修正装置として物理的に機能するという
こと、および一定した指令の存在に於て、PAF
の応答時間に等しい遅延後に、PIFが新たな行動
を迅速に遂行するのに全く有効なものであるとい
うことが判る。

第三動作モード、これはPIF装置を止めた後の
自由飛行制御に相当し、このモードでは従来の型
のものになる。

PIF装置は後に再活性できる。

誘導そのものは中間のコース誘導と終末のホー
ミング誘導とからなる。

中間のコース誘導は、中央からの情報で、多
分、毎秒更新されて来る情報と、加速度計の如き
慣性装置からのデータとにより、慣性的に行われ
る。

この中間のコース誘導は、ミサイルと補助ロケ
ツトとの連結体を傾斜させる段階と、この連結体
を加速させる段階とからなる。傾斜させる段階で
は姿勢のサーボ制御はPIF装置に監視されて実施
され、加速させる段階ではPIF装置により定常的
に監視されたミサイルが現在の目標の位置と未来
の目標の位置との中間の点に向けて指向される。

終末のホーミング誘導は、補助ロケツト２を切
り離すと直ぐ始まる。これには約0.1秒を要する。
この誘導原理は、ミサイルの惰力飛行による減速
を補正した、約４の係数を有する純粋に比例的な
航行である。

第５図にミサイル１９に対するPIF−PAF制御
の一の可能な装置をブロツク図で示す。この装置
は次にものから成る： −PAFと呼ばれる従来の側方加速空力的制御装
置、この装置は例えば加速度計２０、ジヤイロ
メータ１８、および積分器２１（これは普通
１／ｐで定義される典型的な時間積分：ｐはラ
プラスの記号）とを含んでいる、 −PIFと呼ばれる力制御装置１７、この装置は短
い応答時間であり、ジエツトの偏向器、インパ
ルサー……とその制御装置１６の如きもの、 −PIF挙動のシミユレータ１５、これは制御装置
１６、ジヤイロメータ１８、加速度計２０から
の情報と、もしもガス推進装置または発生器を
使用するPIFならば圧力センサ１４からの情報
とを受ける。

シユミレータ１５からの出力で増強された誘導
指令は空力的制御装置に入力される。空力的制御
装置のサーボ制御誤差はPIFを制御するための制
御装置１６の入力とシユミレータ１５との双方へ
加えられる。

換言すると、PIFはPAFの誤差に関する軌道修
正装置として働き、これによつて部分的装置の各
個の機動性を加算した機動性を有し、最も速い部
分的装置の応答時間に近い応答時間を有する包括
的な装置が得られる。

本発明は水上艦艇を保護するのを確実にするた
めの兵器に利用できるということが理解されよ
う。

また、本発明は静止、可動、あるいは半可動の
いずれにせよ、何等かのランチヤを有するどんな
兵器にも利用できる。

本発明は説明した実施例に限定されることな
く、特許請求の範囲に記載された範囲で変更でき
るものすべてを含むものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は空力的PAF制御装置とPIF力制御装置
とを有するミサイルおよび補助ロケツトを概略的
に示す図である。第２図は本発明の兵器により高
速の目標を撃墜する状態を概略的の示す図であ
る。第３図は本発明の兵器により普通の目標を撃
墜す状態を概略的に示す図である。第４図は目標
を要撃するミサイルの行動をグラフ的に説明する
ための図である。第５図はPIF−PAF自動操縦装
置の一例のブロツク線図である、。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 大振幅の指令に対してさえも非常に短い応答
   時間を得るようにするミサイル用の側方加速制御
   方法であつて、 −大きな側方加速能力を有するPAFと呼ばれる
   空力的制御装置７と −中程度の側方加速能力を有するが、非常に短い
   応答時間を有し、重心Cgに近接して配置され
   たPIFと呼ばれる力制御装置５，６Ａ，６Ｂと の組合せからなるミサイル用の側方加速制御方法
   において 前記組合せは、Og＝誘導指令、Ｆ(p)＝PIFの
   伝達関数、Ｇ(p)＝PAFの伝達関数、Γex＝ミサイ
   ルの全加速、Γ₁＝PIFの加速、Γ₂＝PAFの加速
   とした時に、指令に対する綜体的応答が下記の
   式、すなわち により与えられ、更に、一定の指令の存在下にお
   いてかつPAFの応答時間に等しい時間の後に新
   たな行動を実現するのにPIFが完全に利用できる
   ように、空力的自動操縦の普通の応答Ｇ(P)Ogが
   顕著であり、この応答Ｇ(P)OgにPAFの誤差（１
   −Ｇ(p)Ogに補助的に働くPIFの応答Ｆ(p)（１−
   Ｇ(p)）Ogが加えられる ことを特徴とする側方加速制御方法。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載の方法を兵器装
   置に実施するための装置であつて、 −ミサイルを垂直に発射するための手段１１Ｂ
   と、 −補助ロケツトの完全燃焼の前の重心（Cg）の
   位置の喰い違いによるミサイルの傾斜を可能に
   する、力制御装置５，６Ａ，６Ｂ PIFを正常
   操作にもたらす手段と、 −そうした相の間、PIF装置により制御されてい
   るミサイル１を加速せしめる手段２と、 −ロツク・オンの場合には加速相の終りの前に
   PIFによるミサイル１の方向の第一補正を生ぜ
   しめて目標１０を追跡する手段３と、 −PIF−PAF制御装置とを備え、 このPIF−PAF制御装置は ●もしもホーミング・ヘツド３がロツク・オン出
   来なかつた場合、最も新しい中間相となし、 ●少なくとも前記目標１０に近接した時点でPIF
   −PAF制御を使用して、目標１０の方向に誘
   導４する ことを特徴とする装置。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載の方法を実施す
   るための装置であつて、空力的制御装置PAFお
   よび力制御装置PIFは −加速度計２０、ジヤイロメータ１８および積分
   装置２１を含んでいる従来の空力的側方加速制
   御装置と、 −短い応答時間を有しかつ制御装置１６を備えた
   力制御装置１７と、 −力制御装置１６からと、ジヤイロメータ１８、
   加速度計２０、そしてセンサー１４からの情報
   を受けとることが出来る、力制御の挙動のシミ
   ユレータ１５とを含んでおり、 シミユレータ１５からの出力が増大された誘導
   指令が空力的制御装置の入力に付与され、空力的
   制御のサーボ制御語差がPIF装置の制御装置１６
   とその機能のシミユレータ１５との双方の入力に
   与えられるように前記諸素子が配列されている ことを特徴とする装置。