JPH0785000B2 - 空中目標物の迎撃方法 - Google Patents
空中目標物の迎撃方法Info
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- JPH0785000B2 JPH0785000B2 JP60079135A JP7913585A JPH0785000B2 JP H0785000 B2 JPH0785000 B2 JP H0785000B2 JP 60079135 A JP60079135 A JP 60079135A JP 7913585 A JP7913585 A JP 7913585A JP H0785000 B2 JPH0785000 B2 JP H0785000B2
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- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C13/00—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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Description
【発明の詳細な説明】 ＜産業上の利用分野＞ この発明は、敵の攻撃用の空中目標、たとえばミサイ
ル、航空機などを構造的に破壊することを目的とした防
禦のための迎撃法に関する。
ル、航空機などを構造的に破壊することを目的とした防
禦のための迎撃法に関する。
＜従来の技術＞ 敵方の空中目標、たとえば攻撃用ミサイルを防禦用ミサ
イルを使って直接爆発することは、たとえば誘導方法が
巧妙に作られたとしても極めて確率の低いことは知られ
ている。
イルを使って直接爆発することは、たとえば誘導方法が
巧妙に作られたとしても極めて確率の低いことは知られ
ている。
この場合二つの方法がある。
（１） 爆薬を大量につめ、かつ、目標の近距離に接近
したときに弾頭を爆発させ、その爆風のあおりで破壊す
る方法 （２） 大量の爆薬をつめ爆発した散弾的スプリンター
を目標の弱点部分で爆発させる方法 上記した従来の方法はいずれも、大量の爆薬を使用しな
ければならず、そのため大型になり、その結果として操
縦性能が悪くなる。攻撃用ミサイルは元来、極めて操縦
性に富むように作られているから防禦用ミサイルはそれ
と同等程度の操縦能力をもっていなければならない。従
って、操縦性に欠けるということは防禦用ミサイルとし
ては致命的欠点となる。
したときに弾頭を爆発させ、その爆風のあおりで破壊す
る方法 （２） 大量の爆薬をつめ爆発した散弾的スプリンター
を目標の弱点部分で爆発させる方法 上記した従来の方法はいずれも、大量の爆薬を使用しな
ければならず、そのため大型になり、その結果として操
縦性能が悪くなる。攻撃用ミサイルは元来、極めて操縦
性に富むように作られているから防禦用ミサイルはそれ
と同等程度の操縦能力をもっていなければならない。従
って、操縦性に欠けるということは防禦用ミサイルとし
ては致命的欠点となる。
従来技術のこうした欠点を除くために、防禦用ミサイル
から比較的少量の爆薬によってスプリンターの雨を目標
の弱点部分に狙いをつけて目標を真二つにしてしまう方
法が考えられた。この方法によるとかなりの数のスプリ
ンターが一緒になって目標の弱点部分である小さな的に
当たる必要がある。すなわち、爆薬が起るとすべてスプ
リンターはミサイルの軸に対しほぼ一定の角度の軌道を
たどって飛翔しなければならない。
から比較的少量の爆薬によってスプリンターの雨を目標
の弱点部分に狙いをつけて目標を真二つにしてしまう方
法が考えられた。この方法によるとかなりの数のスプリ
ンターが一緒になって目標の弱点部分である小さな的に
当たる必要がある。すなわち、爆薬が起るとすべてスプ
リンターはミサイルの軸に対しほぼ一定の角度の軌道を
たどって飛翔しなければならない。
この方法によると、爆薬は少なくて済むから母体である
ミサイルの大きさは小さくてよく（爆薬の量は前記した
従来の二つの方法に比較して３分の１ないし４分の１で
ある）しかもその操縦性はきわめて良好である。
ミサイルの大きさは小さくてよく（爆薬の量は前記した
従来の二つの方法に比較して３分の１ないし４分の１で
ある）しかもその操縦性はきわめて良好である。
たとえば、母体ミサイルの重心をほぼ通る作用線をもっ
た側方ジェットノズルを使ってコントロールするなどし
て操縦特性を高めることができる。
た側方ジェットノズルを使ってコントロールするなどし
て操縦特性を高めることができる。
そこで、この提案は従来の方法の欠点を改める上で、一
応成功し問題の解決をみることになった。
応成功し問題の解決をみることになった。
＜発明が解決しようとする問題点＞ ところが、いかにして目標の弱点部分を捉えるかという
問題になると前記した新しい提案はなんら解決しておら
ず、その計算方法は今日まで未だに発見されないのが実
情である。
問題になると前記した新しい提案はなんら解決しておら
ず、その計算方法は今日まで未だに発見されないのが実
情である。
この発明は、最初に述べた従来の方法が有する問題点を
解決することを第１の目的とし、第２に、目標の弱い部
分を予め特定し、狙をつけて爆発によってスプリンター
を飛散させるようにした方法を提供することを目的とし
ている。
解決することを第１の目的とし、第２に、目標の弱い部
分を予め特定し、狙をつけて爆発によってスプリンター
を飛散させるようにした方法を提供することを目的とし
ている。
空中目標の弱い部分とは、たとえば、翼と水平尾翼との
間の胴部分などである。
間の胴部分などである。
＜問題点を解決するための手段＞ この発明の方法は、空中の目標の近辺でミサイルに搭載
の爆薬部を爆発させ多数のスプリンターを飛散させるこ
とにより同目標を構造的に破壊するようにした攻撃方法
であって、母体となるミサイルの速度（Ve）を求める第
１のプロセスと、目標とミサイルとの相対速度（VR）を
求める第２のプロセスと、ミサイルの長軸と前記相対速
度との間の角度（Ｄ）を求める第３のプロセスと、目標
の一端部を検知する第４のプロセスとを有する迎撃方法
において、 上記ミサイルに搭載された計算手段を備え、この計算手
段は、ミサイルの速度、目標とミサイルとの相対速度、
並びにミサイルの長軸と前記相対速度との間の角度に基
づき、期間値（Ｔ）を次の公式により計算し、 及び ここで、 （ｄ）は、上記第４のプロセスで行う検知部位の中心
（Ｆ）から爆薬部の中心（Ｏ）までのミサイルの長軸
（Ｘ−Ｘ）に沿った距離であり、 （lO）は目標に固有の、長さに対応した常数であり、 （Ve）はミサイルの速度であり、 （VR）はミサイルに対する目標の相対速度であり、 （Ｄ）はミサイルの長軸（Ｘ−Ｘ）と上記相対速度
（VR）との間の角度であり、 上記計算手段は、前記第４のプロセスにより目標を検知
した時点から上記期間値（Ｔ）をカウントダウンしてそ
の終期の爆薬部を爆発させるようにしている。
の爆薬部を爆発させ多数のスプリンターを飛散させるこ
とにより同目標を構造的に破壊するようにした攻撃方法
であって、母体となるミサイルの速度（Ve）を求める第
１のプロセスと、目標とミサイルとの相対速度（VR）を
求める第２のプロセスと、ミサイルの長軸と前記相対速
度との間の角度（Ｄ）を求める第３のプロセスと、目標
の一端部を検知する第４のプロセスとを有する迎撃方法
において、 上記ミサイルに搭載された計算手段を備え、この計算手
段は、ミサイルの速度、目標とミサイルとの相対速度、
並びにミサイルの長軸と前記相対速度との間の角度に基
づき、期間値（Ｔ）を次の公式により計算し、 及び ここで、 （ｄ）は、上記第４のプロセスで行う検知部位の中心
（Ｆ）から爆薬部の中心（Ｏ）までのミサイルの長軸
（Ｘ−Ｘ）に沿った距離であり、 （lO）は目標に固有の、長さに対応した常数であり、 （Ve）はミサイルの速度であり、 （VR）はミサイルに対する目標の相対速度であり、 （Ｄ）はミサイルの長軸（Ｘ−Ｘ）と上記相対速度
（VR）との間の角度であり、 上記計算手段は、前記第４のプロセスにより目標を検知
した時点から上記期間値（Ｔ）をカウントダウンしてそ
の終期の爆薬部を爆発させるようにしている。
＜作用＞ 母体ミサイル内の爆薬部の爆発によってスプリンターは
目標の所定の弱い部分に到達する。前記した期間が零ま
たは負の場合には起爆は即刻行われることになる。
目標の所定の弱い部分に到達する。前記した期間が零ま
たは負の場合には起爆は即刻行われることになる。
冒頭に述べた従来方法では目標を検知して後一定時間遅
らせて爆薬させるようになっているが、この時間的遅れ
は、ミサイルの発射時に目標の想定速度と、防禦用ミサ
イルによってこれら行われようとしている目標の破壊の
型（たとえば、目標の前方または後方から）とを考慮し
て算出されている。
らせて爆薬させるようになっているが、この時間的遅れ
は、ミサイルの発射時に目標の想定速度と、防禦用ミサ
イルによってこれら行われようとしている目標の破壊の
型（たとえば、目標の前方または後方から）とを考慮し
て算出されている。
これに対し、この発明によれば、この遅延時間は目標捕
捉時に入手される諸要素の実測値の関数として決定され
る。
捉時に入手される諸要素の実測値の関数として決定され
る。
前記した第１、第２、第３のプロセスは好ましくはその
情報を絶えず送るようにし、計算手段は絶えず期間値の
計算を行って一連の期間値を提供し、第４のプロセスに
よる検知時点までに算出された期間値のうち最終の期間
値をその検知時点からカウントダウンするようにしてい
る。
情報を絶えず送るようにし、計算手段は絶えず期間値の
計算を行って一連の期間値を提供し、第４のプロセスに
よる検知時点までに算出された期間値のうち最終の期間
値をその検知時点からカウントダウンするようにしてい
る。
＜実 施 例＞ 計算手段は次の公式によって期間を計算する。
及び ここで、 Ｔは第４のプロセスにより目標の一端部を検知した瞬間
からカウントダウンされる期間値であり、その終期にミ
サイルの爆薬部を爆発させ、スプリンターを目標の所定
箇所に到達させる。
からカウントダウンされる期間値であり、その終期にミ
サイルの爆薬部を爆発させ、スプリンターを目標の所定
箇所に到達させる。
ｄは第４のプロセスで行う検知部位の中心Ｆから爆薬部
の中心Ｏまでのミサイルの長軸Ｘ−Ｘに沿った距離であ
る。
の中心Ｏまでのミサイルの長軸Ｘ−Ｘに沿った距離であ
る。
lOは目標に固有の、長さに対応した常数である。
Veはミサイルの速度である。
VRはミサイルに対する目標の相対的速度である。
Ｄはミサイルの長軸と相対速度VRとの間の角度である。
周知のように、爆発実行の指示の出力と爆薬部の爆発と
の間には、第４のプロセスによる目標の検知と同様に、
固有の遅延期間がある。この遅延期間の合計値がT0に等
しい場合には、計算手段は、期間終了時に爆薬部の爆発
を行う予定の期間値Ｔと、上記固有の遅延期間の合計値
T0との差に等しい期間値T1を算出する。
の間には、第４のプロセスによる目標の検知と同様に、
固有の遅延期間がある。この遅延期間の合計値がT0に等
しい場合には、計算手段は、期間終了時に爆薬部の爆発
を行う予定の期間値Ｔと、上記固有の遅延期間の合計値
T0との差に等しい期間値T1を算出する。
そして、計算手段はこの期間値T1の終了時間に爆発実行
の信号を出すように、上記固有の遅延期間値T0によって
期間値Ｔを修正できる。
の信号を出すように、上記固有の遅延期間値T0によって
期間値Ｔを修正できる。
計算手段に常数lOを入力するために、本発明の迎撃方法
には常数を表示するための手段を備えることができる。
このような表示手段は、ミサイル発射時点に手動により
作動する表示装置であってもよい。これらの表示手段
は、ミサイルに搭載される型と地上に常置される型があ
り、いずれの場合も目標の自動認識手段の一部として形
成されることが望ましい。
には常数を表示するための手段を備えることができる。
このような表示手段は、ミサイル発射時点に手動により
作動する表示装置であってもよい。これらの表示手段
は、ミサイルに搭載される型と地上に常置される型があ
り、いずれの場合も目標の自動認識手段の一部として形
成されることが望ましい。
目標にきわめて近い瞬間、すなわち、ミサイルと目標と
が同一垂直面を飛行する時、相対速度VR、及びミサイル
の長軸と相対速度VRとの間の角度Ｄは急速に変化し、VR
は零値を通過し、Ｄは90゜を通過する。この事情から、
効果的な爆発までの遅延期間値T1の算出のためには、V
e、VR及びＤの測定は目標捕捉の一定時間前に完了して
いることが必要である。その一定時間は、VRやＤに比し
て長くても短くても許されず、ミサイルや目標の加速度
と無関係の実在する値でなければならない。
が同一垂直面を飛行する時、相対速度VR、及びミサイル
の長軸と相対速度VRとの間の角度Ｄは急速に変化し、VR
は零値を通過し、Ｄは90゜を通過する。この事情から、
効果的な爆発までの遅延期間値T1の算出のためには、V
e、VR及びＤの測定は目標捕捉の一定時間前に完了して
いることが必要である。その一定時間は、VRやＤに比し
て長くても短くても許されず、ミサイルや目標の加速度
と無関係の実在する値でなければならない。
この事前の測定の結果、前記計算手段は上記一定時間に
対応する追加的遅延期間値ｔを計算する必要があるが、
この追加的遅延期間値ｔは、Ve、VR及びＤの測定の瞬間
からカウントダウンされ、前記第４のプロセスにより目
標の一端部を検知するや否や、その検知の際に実行され
ている追加的遅延期間値ｔのカウントダウンの終期に、
爆薬部を爆発させるための期間値T1のカウントダウンを
開始する。
対応する追加的遅延期間値ｔを計算する必要があるが、
この追加的遅延期間値ｔは、Ve、VR及びＤの測定の瞬間
からカウントダウンされ、前記第４のプロセスにより目
標の一端部を検知するや否や、その検知の際に実行され
ている追加的遅延期間値ｔのカウントダウンの終期に、
爆薬部を爆発させるための期間値T1のカウントダウンを
開始する。
実際にはVe、VR、Ｄが測定され、追加的遅延期間値ｔに
より調整される比率に必要な計算がされ、遅延期間値T1
は周期的に更新されて目標の検知に備えられる。
より調整される比率に必要な計算がされ、遅延期間値T1
は周期的に更新されて目標の検知に備えられる。
追加的遅延期間値ｔは、VRの平方根の逆数に比例する値
が望ましく、この値は計算手段により計算される。
が望ましく、この値は計算手段により計算される。
コンピューターは、種々のパラメータの測定値を制御
し、計算を行う第１の回路と、爆発のための遅延期間値
の利用開始時を決める第２の回路と、この遅延期間値を
用いるための第３の回路とを有している。このような計
算手段は少なくとも一部分はマイクロプロセッサーで構
成される。
し、計算を行う第１の回路と、爆発のための遅延期間値
の利用開始時を決める第２の回路と、この遅延期間値を
用いるための第３の回路とを有している。このような計
算手段は少なくとも一部分はマイクロプロセッサーで構
成される。
以下図面に基づいて詳記する。第１図において、符号１
は地上に設置された、目標の検知と誘導とのための装置
を示し、防禦用ミサイル２とともに本発明による迎撃シ
ステムを構成する。航空輸送される敵（ミサイル、航空
機、ヘリコプター等）が装置１により検知されると、当
該装置１を構成するコンピューターとレーダーとにより
目標３の捕捉のタイミングや状態が決定される。
は地上に設置された、目標の検知と誘導とのための装置
を示し、防禦用ミサイル２とともに本発明による迎撃シ
ステムを構成する。航空輸送される敵（ミサイル、航空
機、ヘリコプター等）が装置１により検知されると、当
該装置１を構成するコンピューターとレーダーとにより
目標３の捕捉のタイミングや状態が決定される。
目標が捕捉されると、装置１は目標３に対しミサイル２
を発射する。第２図に示すように防禦用ミサイル２は装
置１と共働するエレクトロニクスを応用した誘導装置４
と、慣性ユニット５′を備えた誘導ヘッド５とを有して
いる。ミサイル２はまず装置１搭載されている誘導装置
４とにより決められた軌道６に沿って飛行する。次に、
前記した装置によってミサイル２は目標３の方向に向き
を変え軌道７を進むことになる。最後にミサイル２が十
分目標３方向に向けられると誘導は誘導ヘッド５によっ
て行われる。
を発射する。第２図に示すように防禦用ミサイル２は装
置１と共働するエレクトロニクスを応用した誘導装置４
と、慣性ユニット５′を備えた誘導ヘッド５とを有して
いる。ミサイル２はまず装置１搭載されている誘導装置
４とにより決められた軌道６に沿って飛行する。次に、
前記した装置によってミサイル２は目標３の方向に向き
を変え軌道７を進むことになる。最後にミサイル２が十
分目標３方向に向けられると誘導は誘導ヘッド５によっ
て行われる。
第１図の場合はミサイルは目標３と向い合ってその前面
に対し、攻撃をかける姿勢にある。これは第４図、第５
図の図に対応する。しかし、第６図、第７図に示すよう
に目標の後方から攻撃をかけることも可能である。
に対し、攻撃をかける姿勢にある。これは第４図、第５
図の図に対応する。しかし、第６図、第７図に示すよう
に目標の後方から攻撃をかけることも可能である。
各ミサイル２の構成を概説すると、符号８は近接信管を
示し、その指向方向にある検知面９はミサイル２の長軸
Ｘ−Ｘに交わり末広がり状に拡がっており、長軸Ｘ−Ｘ
に対する角度Ａを有している。符号10は爆薬部を示して
おり、ミサイルの長軸Ｘ−Ｘと交わる軸周りの曲面11上
にスプリンターを発射し、その曲面11は前記長軸Ｘ−Ｘ
に対し角度Ｂをなしている。符号12は誘導ヘッド５のフ
レーム上に設けた角度コーダを示す。符号13は爆薬部10
を制御するための電子装置を示し、計算手段を構成す
る。
示し、その指向方向にある検知面９はミサイル２の長軸
Ｘ−Ｘに交わり末広がり状に拡がっており、長軸Ｘ−Ｘ
に対する角度Ａを有している。符号10は爆薬部を示して
おり、ミサイルの長軸Ｘ−Ｘと交わる軸周りの曲面11上
にスプリンターを発射し、その曲面11は前記長軸Ｘ−Ｘ
に対し角度Ｂをなしている。符号12は誘導ヘッド５のフ
レーム上に設けた角度コーダを示す。符号13は爆薬部10
を制御するための電子装置を示し、計算手段を構成す
る。
目標３の前方部分や中間部分は、航行上必要な装置や計
器類、さらにオイルタンクなどを搭載している関係上頑
丈に作られているが、胴体の後方部分14（第４図、第６
図）は比較的弱いのでこの弱点部分14に向けてスプリン
ターを飛散させることが望ましい。
器類、さらにオイルタンクなどを搭載している関係上頑
丈に作られているが、胴体の後方部分14（第４図、第６
図）は比較的弱いのでこの弱点部分14に向けてスプリン
ターを飛散させることが望ましい。
前述のようにこの発明の目的は、近接信管８により目標
３を検知した後、この検出した目標３の検出端部15から
ある距離ｌだけ離れた所に位置する弱点部分14へ、飛散
したスプリンターを到達させるように、爆薬部10の爆発
を遅らせる遅延期間値Ｔを決定することである。
３を検知した後、この検出した目標３の検出端部15から
ある距離ｌだけ離れた所に位置する弱点部分14へ、飛散
したスプリンターを到達させるように、爆薬部10の爆発
を遅らせる遅延期間値Ｔを決定することである。
制御用電子装置13による爆発実行指令と現実の爆発は同
時ではなく、さらに、近接信管８による目標３の検知遅
れがある。したがって、爆発遅延期間値Ｔは爆薬部10及
び近接信管８とに固有の、かつ、爆発実行指令と爆発間
の遅れ及び近接信管８による目標検知の遅れとに相当す
る期間値T0によって修正する必要がある。
時ではなく、さらに、近接信管８による目標３の検知遅
れがある。したがって、爆発遅延期間値Ｔは爆薬部10及
び近接信管８とに固有の、かつ、爆発実行指令と爆発間
の遅れ及び近接信管８による目標検知の遅れとに相当す
る期間値T0によって修正する必要がある。
実際問題として爆発実行指令の時期は次式の遅延期間値
T1を考慮する必要がある。
T1を考慮する必要がある。
T1＝Ｔ−T0 一方、目標の検出端部15と、スプリンターが実際に到達
する弱点部分14との間の距離ｌを計算によって算定する
には、一般に次のパラメーターを考慮することが必要で
ある。
する弱点部分14との間の距離ｌを計算によって算定する
には、一般に次のパラメーターを考慮することが必要で
ある。
防禦ミサイル２の速度Ve、 目標３の速度VB、 ミサイルの速度方向に対する目標３の速度方向の角度Ｐ
（第５、第７図）、 近接信管８の検知面９による目標検出端部15の検知時点
から爆薬部101の爆発までの期間値Ｔ、 曲面11に沿って発射されるスプリターの速度Vi、 ミサイル２の長軸Ｘ−Ｘに対する曲面11の角度Ｂ、 ミサイル２の長軸Ｘ−Ｘに対する検知面９の角度Ａ、 爆薬部10の中心Ｏと近接信管８の中心Ｆ間の長軸Ｘ−Ｘ
に沿った距離ｄ、 近接信管８によって検知された目標３の検出端部15の、
ミサイルの長軸Ｘ−Ｘに対する位置ｈ、 前記検出端部15の、VeとVBに共通の垂直方向Ｈ−Ｈに対
する位置角度ａ（第４図および第５図の場合、ａ＝90
゜）。
（第５、第７図）、 近接信管８の検知面９による目標検出端部15の検知時点
から爆薬部101の爆発までの期間値Ｔ、 曲面11に沿って発射されるスプリターの速度Vi、 ミサイル２の長軸Ｘ−Ｘに対する曲面11の角度Ｂ、 ミサイル２の長軸Ｘ−Ｘに対する検知面９の角度Ａ、 爆薬部10の中心Ｏと近接信管８の中心Ｆ間の長軸Ｘ−Ｘ
に沿った距離ｄ、 近接信管８によって検知された目標３の検出端部15の、
ミサイルの長軸Ｘ−Ｘに対する位置ｈ、 前記検出端部15の、VeとVBに共通の垂直方向Ｈ−Ｈに対
する位置角度ａ（第４図および第５図の場合、ａ＝90
゜）。
近接信管８により目標検出端部15が検知された時点で上
記すべてのパラメーター（Ｔを除く）を知ることによっ
て、検出端部15とスプリンターが実際に到達する位置と
の間の距離ｌを算定することができ、この結果期間値Ｔ
を計算できる。そこで、正の値の期間値T1が与えられた
場合には、理論的には目標の弱点部分14にスプリンター
を到達させることができる。しかし、実際は、たとえ上
記パラメーターの内Vi、Ａ、Ｂ、ｄなどは設計上、ま
た、Ve、VB、Ｐなどは目標捕捉時にミサイル２のうえで
実測により知ることができても、ｈやａはそうした手段
では知ることはできないので、上記の方法では期間値Ｔ
は計算できない。
記すべてのパラメーター（Ｔを除く）を知ることによっ
て、検出端部15とスプリンターが実際に到達する位置と
の間の距離ｌを算定することができ、この結果期間値Ｔ
を計算できる。そこで、正の値の期間値T1が与えられた
場合には、理論的には目標の弱点部分14にスプリンター
を到達させることができる。しかし、実際は、たとえ上
記パラメーターの内Vi、Ａ、Ｂ、ｄなどは設計上、ま
た、Ve、VB、Ｐなどは目標捕捉時にミサイル２のうえで
実測により知ることができても、ｈやａはそうした手段
では知ることはできないので、上記の方法では期間値Ｔ
は計算できない。
この発明はかかる問題を解決した。即ち、本発明では前
記10個のパラメーターの関数であるｌが下記の式によっ
て表わされることを発見した。
記10個のパラメーターの関数であるｌが下記の式によっ
て表わされることを発見した。
ｌ＝lO＋Dl1＋Dl2 lOは長さの単位を持つ常数で、パラメーターVe、VB、Ｐ
とは独立している。lOは目標３の型式に固有のものであ
る。検知誘導装置１が目標３をごく僅かでも捉えると、
目標の型式が判明し、そこで捕捉中のその目標３に固有
のlO値を制御用電子装置13に入力する。目標３の型式が
異なる毎にそれぞれその型式に相当する異なったlO値が
装置１に記憶される。各型式毎に前方攻撃用のlo値と、
後方攻撃用のlo値とをあわせて記憶してもよい。ミサイ
ル２は目標３の型式を検知する手段と、常数lOとなる値
を決める手段とを有することができる。
とは独立している。lOは目標３の型式に固有のものであ
る。検知誘導装置１が目標３をごく僅かでも捉えると、
目標の型式が判明し、そこで捕捉中のその目標３に固有
のlO値を制御用電子装置13に入力する。目標３の型式が
異なる毎にそれぞれその型式に相当する異なったlO値が
装置１に記憶される。各型式毎に前方攻撃用のlo値と、
後方攻撃用のlo値とをあわせて記憶してもよい。ミサイ
ル２は目標３の型式を検知する手段と、常数lOとなる値
を決める手段とを有することができる。
ここにおいて次の式が成り立つ。
Dl1＝±VB・te teはスプリンターが目標の所定の弱点部分14に到達する
ために要する時間を示す。＋記号は目標の前方から攻撃
をかける場合、−記号は後方から攻撃をかける場合であ
る。検知及び誘導装置１により攻撃の型、すなわち前方
からか後方からかについて判明するので、適用すべき正
負の記号が電子装置13に送られる。
ために要する時間を示す。＋記号は目標の前方から攻撃
をかける場合、−記号は後方から攻撃をかける場合であ
る。検知及び誘導装置１により攻撃の型、すなわち前方
からか後方からかについて判明するので、適用すべき正
負の記号が電子装置13に送られる。
teはｈ、ａ及びＴの関数であり、また、Dl2はパラメー
ターｈとａから得られる、長さの変数である。
ターｈとａから得られる、長さの変数である。
lO、Dl1及びDl2の和として考えられるｌの条件は、 条件（１）は設計上簡単に決めることができる。という
のはこの場合のパラメーターはミサイル２の設計者によ
り自由に決められるものばかりだからである。
のはこの場合のパラメーターはミサイル２の設計者によ
り自由に決められるものばかりだからである。
条件（１）が考慮されると、遅延期間値Ｔは次式で与え
られる。
られる。
（21） cosP＞０の場合、即ち、攻撃が目標の前方から
行われる（第４、第５図）場合。
行われる（第４、第５図）場合。
（22） cosP＞０の場合、即ち、攻撃が目標の後方から
行われる（第６、第７図）場合。
行われる（第６、第７図）場合。
さらに、本発明においては関係式（１）が成立した場合
Dl2の値はlOやDl1に比し小さく、少なくともパラメータ
ーVe、VB及びＰの広い範囲を考えると無視してよい。
Dl2の値はlOやDl1に比し小さく、少なくともパラメータ
ーVe、VB及びＰの広い範囲を考えると無視してよい。
このようにして条件（１）が満足され、期間値Ｔが関係
式（21）及び（22）に応じて決められ、スプリンターが
実際に到達する弱点部分14と検出端部15との間の距離ｌ
は次の式によって決められる。
式（21）及び（22）に応じて決められ、スプリンターが
実際に到達する弱点部分14と検出端部15との間の距離ｌ
は次の式によって決められる。
（３） ｌ＝lO±VB・te したがってこの式（３）から明らかなように、距離ｌ
は、発射されたスプリンターが目標に到達するまでに目
標が移動する距離に応じて変動し、スプリンターが発射
の瞬間に目標に到達する極限状態ではlOに等しい。即
ち、lOは、スプリンターが到達すべき弱点部分14のう
ち、最も先端側の限界点と検出端部との間の距離を意味
する。
は、発射されたスプリンターが目標に到達するまでに目
標が移動する距離に応じて変動し、スプリンターが発射
の瞬間に目標に到達する極限状態ではlOに等しい。即
ち、lOは、スプリンターが到達すべき弱点部分14のう
ち、最も先端側の限界点と検出端部との間の距離を意味
する。
一方、teは、近接信管８によってカバーされる範囲の直
径及び目標を破壊する効力の関数でもあり、スプリンタ
ーの飛行の最大時間tMが決められる。この結果、スプリ
ンターは目標３におけるlOとlO±VB・tMとの間の弱点部
分14へ高い確率で実際に到達する。
径及び目標を破壊する効力の関数でもあり、スプリンタ
ーの飛行の最大時間tMが決められる。この結果、スプリ
ンターは目標３におけるlOとlO±VB・tMとの間の弱点部
分14へ高い確率で実際に到達する。
遅延期間値Ｔはミサイル２が飛行中に簡単に計算しても
よい。実際、第５、第７図に示すように次式が成立す
る。
よい。実際、第５、第７図に示すように次式が成立す
る。
VRcosD＝Ve＋VBcosP VRsinD＝VBsinP ここで、VRはミサイル２に対する目標３の相対速度、Ｄ
はVeと前記相対速度VRとの間の角度である。
はVeと前記相対速度VRとの間の角度である。
したがって、 これ故、期間値Ｔは三つの変数VR、Ve及びＤだけで決ま
る。というのはｄは設計上、またlOは所定のものとして
値が一定であるからである。
る。というのはｄは設計上、またlOは所定のものとして
値が一定であるからである。
VRは誘導ヘッド５から求められる。誘導ヘッドとして
は、たとえば、ドップラー効果レーダなどが用いられ
る。相対速度VRはミサイル２上で常に与えられているデ
ータであり、誘導ヘッド５によってミサイルが目標との
相対性のある飛行を行う上で必要なデータである。
は、たとえば、ドップラー効果レーダなどが用いられ
る。相対速度VRはミサイル２上で常に与えられているデ
ータであり、誘導ヘッド５によってミサイルが目標との
相対性のある飛行を行う上で必要なデータである。
Veはいろいろな法、たとえば、誘導ヘッド５の慣性ユニ
ット５′から、または加速度計から求めることができ
る。それはミサイル２の飛行時間の関数として図式化す
ることもできる。
ット５′から、または加速度計から求めることができ
る。それはミサイル２の飛行時間の関数として図式化す
ることもできる。
角度Ｄは誘導ヘッド５上の角度コーダ12により求められ
る。この種のコーダは、目標３が誘導ヘッド５により捕
捉される前にミサイル２を予め所定の軌道（第１図軌道
７）に誘導できるようにするために備えられる。
る。この種のコーダは、目標３が誘導ヘッド５により捕
捉される前にミサイル２を予め所定の軌道（第１図軌道
７）に誘導できるようにするために備えられる。
第４、第６図は夫々前方攻撃、後方攻撃の２つの場合を
示す。それによれば爆薬部10の爆発の瞬間、その中心部
ＯはＯ′にあり、その結果スプリンターは所定の箇所で
ある弱点部分14に到達する。
示す。それによれば爆薬部10の爆発の瞬間、その中心部
ＯはＯ′にあり、その結果スプリンターは所定の箇所で
ある弱点部分14に到達する。
第８図は制御用電子装置13の一実施例を示す。同装置
は、爆薬部10をコントロールするためのものである。符
号16は測定と計算を行う回路であり、符号17、18は２個
の可逆カウンタ、さらに符号19、20は２個のクロックパ
ルス発生器をそれぞれ示す。各クロックパルス発生器1
9、20からはパルスが夫々C1、C2の速さで発生される。
は、爆薬部10をコントロールするためのものである。符
号16は測定と計算を行う回路であり、符号17、18は２個
の可逆カウンタ、さらに符号19、20は２個のクロックパ
ルス発生器をそれぞれ示す。各クロックパルス発生器1
9、20からはパルスが夫々C1、C2の速さで発生される。
回路16は測定の制御を行い、計算を行う。カウンタ17に
よって爆発の遅延時間が始まる時点が決められ、カウン
タ18によって遅延時間が進行する。
よって爆発の遅延時間が始まる時点が決められ、カウン
タ18によって遅延時間が進行する。
回路16は入力端子21、22及び23を有し、夫々誘導ヘッド
５、クロックパルス発生器19、カウンタ17に接続され、
同様に入力端子24、出力端子25はセンサーである誘導ヘ
ッド５、慣性ユニット５′、角度コーダ12に接続されて
いる。入力端子26、27、28は夫々パラメータlO、ｄ、T0
のためのものである。この回路16は、次の条件が満たさ
れた時に作動する。
５、クロックパルス発生器19、カウンタ17に接続され、
同様に入力端子24、出力端子25はセンサーである誘導ヘ
ッド５、慣性ユニット５′、角度コーダ12に接続されて
いる。入力端子26、27、28は夫々パラメータlO、ｄ、T0
のためのものである。この回路16は、次の条件が満たさ
れた時に作動する。
・ 入力端子21に、誘導ヘッド５が現在作動中であり、
目標３を捕捉したことを示す信号が印加される。
目標３を捕捉したことを示す信号が印加される。
・ 入力端子22にクロックパルス発生器19のパルスが入
る。
る。
・ カウンタ17により入力端子23に測定の委任の指令が
入る。
入る。
回路16は引続き次のように作動する。
・ センサーである誘導ヘッド５、慣性ユニット５′、
角度コーダ12により入力端子24を介してVe、VR及びＤを
入力する。
角度コーダ12により入力端子24を介してVe、VR及びＤを
入力する。
・ 爆発までの遅延のための期間値T1と追加的遅延期間
値ｔの計算を行う。
値ｔの計算を行う。
・ 追加的遅延期間値ｔをカウンタ17に入力する。
・ カウンタ17をカウントダウンするよう指示する。
・ 遅延期間値T1を記憶する。
カウンタ17はパルス数 にセットされる。回路16の作動によって入力端子23によ
るパルス数の測定が開始される。カウンタ17はクロック
パルス発生器19からのパルス毎に１つづつカウントダウ
ンされる。負になったとき、次の操作が開始される。
るパルス数の測定が開始される。カウンタ17はクロック
パルス発生器19からのパルス毎に１つづつカウントダウ
ンされる。負になったとき、次の操作が開始される。
・ カウンタ18の初期化。
・ カウンタ18に期間値T1を入力する。
・ 入力端子23に測定を指示し、回路16のロックを解
く。
く。
カウンタ18はカウンタ17によってパルス数 にセットされる。そして、ミサイルの近接信管８が目標
３を検知すると回路32によりカウンタ18にその旨の指示
が送られ、カウンタ18はクロックパルス発生器20のパル
ス１個分づつカウントダウンされる。
３を検知すると回路32によりカウンタ18にその旨の指示
が送られ、カウンタ18はクロックパルス発生器20のパル
ス１個分づつカウントダウンされる。
入力端子23による測定指令信号は、発射の瞬間、又は誘
導ヘッド５による追跡飛行中に発せられる。
導ヘッド５による追跡飛行中に発せられる。
万一誘導ヘッド５が目標３を見失ったとしても、この発
明方法では遅延期間値Ｔの最終の値を保存していること
は注目に値する。もし、期間値Ｔの計算結果が負になれ
ば、爆発は目標３が近接信管８によって認識されるや否
や行われることになる。
明方法では遅延期間値Ｔの最終の値を保存していること
は注目に値する。もし、期間値Ｔの計算結果が負になれ
ば、爆発は目標３が近接信管８によって認識されるや否
や行われることになる。
＜発明の効果＞ 空中目標の弱点部分を予め特定し、狙をつけて比較的少
ない爆薬を爆発させてスプリンターの雨を狙をつけた目
標の箇所に浴びることにより有効確実に目標を構造的に
破壊することができる。
ない爆薬を爆発させてスプリンターの雨を狙をつけた目
標の箇所に浴びることにより有効確実に目標を構造的に
破壊することができる。
爆薬の量が少ないことによりミサイルの大きさを小型に
することができるのでミサイルの操縦性能は向上する。
特に防禦用ミサイルは操縦性のよい攻撃用ミサイルに対
抗するためそれと同等程度の操縦性を備えることが必要
であるので、本発明方法によるときはこの必須の条件が
満たされる。
することができるのでミサイルの操縦性能は向上する。
特に防禦用ミサイルは操縦性のよい攻撃用ミサイルに対
抗するためそれと同等程度の操縦性を備えることが必要
であるので、本発明方法によるときはこの必須の条件が
満たされる。
第１図は本発明方法を実施している状況を略示的に示す
説明図、第２図は防禦用ミサイルの説明図、第３図はミ
サイルによって目標を捕捉した状態における二つのパラ
メータを示す説明図、第４図は目標の前方から攻撃する
状態の説明図、第５図は第４図の各速度のベクトル表
示、第６図は目標の後方から攻撃する状態の説明図、第
７図は第６図の各速度ベクトル表示、第８図はミサイル
に搭載されるコンピューターシステムの回路図である。 １……検知・誘導装置、２……ミサイル、 ３……目標、４……誘導装置、５……誘導ヘッド、 ８……近接信管、９……検知面。
説明図、第２図は防禦用ミサイルの説明図、第３図はミ
サイルによって目標を捕捉した状態における二つのパラ
メータを示す説明図、第４図は目標の前方から攻撃する
状態の説明図、第５図は第４図の各速度のベクトル表
示、第６図は目標の後方から攻撃する状態の説明図、第
７図は第６図の各速度ベクトル表示、第８図はミサイル
に搭載されるコンピューターシステムの回路図である。 １……検知・誘導装置、２……ミサイル、 ３……目標、４……誘導装置、５……誘導ヘッド、 ８……近接信管、９……検知面。
Claims (7)
- 【請求項１】空中の目標の近辺でミサイルに搭載の爆薬
部を爆発させ多数のスプリンターを飛散させることによ
り同目標を構造的に破壊するようにした迎撃方法であっ
て、 母体となるミサイルの速度（Ve）を求める第１のプロセ
スと、ミサイルに対する目標の相対速度（VR）を求める
第２のプロセスと、ミサイルの長軸と前記相対速度との
間の角度（Ｄ）を求める第３のプロセスと、目標の一端
部を検知する第４のプロセスとを有する迎撃方法におい
て、 上記ミサイルに搭載された計算手段を備え、 この計算手段は、ミサイルの速度、目標とミサイルとの
相対速度、並びにミサイルの長軸と前記相対速度との間
の角度に基づき、期間値（Ｔ）を次の公式により計算
し、 及び ここで、 （ｄ）は、上記第４のプロセスで行う検知部位の中心
（Ｆ）から爆薬部の中心（Ｏ）までのミサイルの長軸
（Ｘ−Ｘ）に沿った距離であり、 （lO）は目標に固有の、長さに対応した常数であり、 （Ve）はミサイルの速度であり、 （VR）はミサイルに対する目標の相対速度であり、 （Ｄ）はミサイルの長軸（Ｘ−Ｘ）と上記相対速度
（VR）との間の角度であり、 上記計算手段は、前記第４のプロセスにより目標を検知
した時点から上記期間値（Ｔ）をカウントダウンしてそ
の終期に爆薬部を爆発させるようにした空中目標物の迎
撃方法。 - 【請求項２】第１、第２、第３のプロセスは各々の情報
を連続して求め、 計算手段は期間値の計算を連続して行うことにより一連
の値を算出し、 この計算手段は、第４のプロセスによる目標の検知の瞬
間までに算出された期間値のうち最終の期間値をその検
知時点からカウントダウンすることを特徴とする特許請
求の範囲第１項記載の空中目標物の迎撃方法。 - 【請求項３】計算手段と第４プロセスとの少なくとも一
方が、爆薬部の爆発及び目標の検知にそれぞれ固有の遅
延期間を有しており、 計算手段により、これらの遅延期間の合計値（T0）と、
期間終了時に爆薬部の爆発を行うことを予定している期
間値（Ｔ）との差に等しい期間値（T1）を算出し、期間
値（T1）の期間終了時に爆発実行の指示を爆薬部に送る
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の空中目標
物の迎撃方法。 - 【請求項４】目標の形式を認識し、常数（lO）を得るプ
ロセスを含む特許請求の範囲第１項記載の空中目標物の
迎撃方法。 - 【請求項５】それぞれ所定の時点に適用可能な一連の期
間値（Ｔ・T1）をミサイルの速度（Ve）、目標とミサイ
ルの相対速度（VR）、及び角度（Ｄ）の連続した測定を
基礎に計算し、 計算手段によって追加的遅延期間値（ｔ）を計算し、こ
の追加的遅延期間値（ｔ）は前記各測定の時点からカウ
ントダウンされ、 目標が検知されると、その検知の際に実行されている追
加的遅延期間値（ｔ）のカウントダウンの終期に、爆薬
部を爆発するための期間値として、上記一連の期間値の
うちの最終の期間値（Ｔ・T1）のカウントダウンを開始
することを特徴とする特許請求の範囲第２項または第３
項に記載の空中目標物の迎撃方法。 - 【請求項６】追加的遅延時間（ｔ）が、計算手段により
計算され、目標とミサイルの相対速度（VR）の平方根の
逆数に正比例していることを特徴とする特許請求の範囲
第５項記載の空中目標物の迎撃方法。 - 【請求項７】計算手段が種々のパラメータ測定を制御し
必要な計算を行う第１の回路と、遅延のための期間値
（Ｔ・T1）の利用開始時を決める第２の回路と、この期
間値（Ｔ・T1）を用いるための第３の回路とからなる特
許請求の範囲第５項記載の空中目標物の迎撃方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR84-05913 | 1984-04-13 | ||
| FR8405913A FR2563000B1 (fr) | 1984-04-13 | 1984-04-13 | Systeme d'arme et missile pour la destruction structurale d'une cible aerienne au moyen d'une charge focalisee |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6141900A JPS6141900A (ja) | 1986-02-28 |
| JPH0785000B2 true JPH0785000B2 (ja) | 1995-09-13 |
Family
ID=9303170
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60079135A Expired - Fee Related JPH0785000B2 (ja) | 1984-04-13 | 1985-04-12 | 空中目標物の迎撃方法 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4625647A (ja) |
| EP (1) | EP0161962B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0785000B2 (ja) |
| AT (1) | ATE36066T1 (ja) |
| AU (1) | AU570778B2 (ja) |
| DE (1) | DE3564030D1 (ja) |
| FR (1) | FR2563000B1 (ja) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3617487C1 (en) * | 1986-05-24 | 1990-03-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Warhead detonator for guided missile - compares radius vector valve with threshold signal as target is approached |
| EP0309734A1 (de) * | 1987-09-29 | 1989-04-05 | Werkzeugmaschinenfabrik Oerlikon-Bührle AG | Verfahren zum Zünden eines Geschosses G in der Nähe eines Zieles Z |
| US4972775A (en) * | 1989-12-18 | 1990-11-27 | General Electric Company | Electrostatic passive proximity fuzing system |
| EP0547391A1 (de) * | 1991-12-18 | 1993-06-23 | Oerlikon Contraves AG | Verfahren zur Erhöhung der Erfolgswahrscheinlichkeit bei der Flugkörperabwehr mittels eines fernzerlegbaren Geschosses |
| SE508651C2 (sv) * | 1995-10-05 | 1998-10-26 | Bofors Ab | För eldrörsvapen avsedd granat |
| FR2775341B1 (fr) * | 1998-02-20 | 2000-06-23 | Tda Armements Sas | Procede de calcul de l'instant de mise a feu d'une charge d'un mobile |
| US6279478B1 (en) | 1998-03-27 | 2001-08-28 | Hayden N. Ringer | Imaging-infrared skewed-cone fuze |
| US6298787B1 (en) | 1999-10-05 | 2001-10-09 | Southwest Research Institute | Non-lethal kinetic energy weapon system and method |
| US7827900B2 (en) * | 2004-10-07 | 2010-11-09 | Innovative Survivability Technologies, Inc. | Explosive round countermeasure system |
| US9849785B1 (en) * | 2012-12-10 | 2017-12-26 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for state space trajectory control of uncertain dynamical systems |
| CN103837868B (zh) * | 2013-12-12 | 2016-05-25 | 江南机电设计研究所 | 一种侧向探测天线引信信号处理装置及其方法 |
| KR102063293B1 (ko) * | 2018-11-12 | 2020-01-07 | 국방과학연구소 | 파편화 가능한 직격 방식의 요격 미사일 |
| CN110645843B (zh) * | 2019-08-16 | 2020-08-14 | 北京理工大学 | 针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法 |
| CN114763980A (zh) * | 2020-12-31 | 2022-07-19 | 深圳市卫飞科技有限公司 | 驱赶弹 |
Citations (1)
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|---|---|---|---|---|
| JPS58195800A (ja) * | 1982-05-10 | 1983-11-15 | 株式会社東芝 | 誘導飛翔体 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US3933097A (en) * | 1968-01-04 | 1976-01-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Device to determine effective target size for fixed angle fuzes |
| DE2347374C2 (de) * | 1973-09-20 | 1982-05-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Abstandszünder für einen Gefechtskopf |
| DE2527368C2 (de) * | 1975-06-19 | 1982-05-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Annäherungszünder |
-
1984
- 1984-04-13 FR FR8405913A patent/FR2563000B1/fr not_active Expired
-
1985
- 1985-03-13 AU AU39818/85A patent/AU570778B2/en not_active Ceased
- 1985-03-15 US US06/712,388 patent/US4625647A/en not_active Expired - Lifetime
- 1985-04-10 DE DE8585400715T patent/DE3564030D1/de not_active Expired
- 1985-04-10 AT AT85400715T patent/ATE36066T1/de not_active IP Right Cessation
- 1985-04-10 EP EP85400715A patent/EP0161962B1/fr not_active Expired
- 1985-04-12 JP JP60079135A patent/JPH0785000B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS58195800A (ja) * | 1982-05-10 | 1983-11-15 | 株式会社東芝 | 誘導飛翔体 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| AU3981885A (en) | 1985-10-17 |
| FR2563000B1 (fr) | 1986-06-06 |
| EP0161962B1 (fr) | 1988-07-27 |
| EP0161962A1 (fr) | 1985-11-21 |
| AU570778B2 (en) | 1988-03-24 |
| JPS6141900A (ja) | 1986-02-28 |
| ATE36066T1 (de) | 1988-08-15 |
| US4625647A (en) | 1986-12-02 |
| FR2563000A1 (fr) | 1985-10-18 |
| DE3564030D1 (en) | 1988-09-01 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
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