JPH09280798A - プログラム可能発射体の爆発時間の決定法 - Google Patents
プログラム可能発射体の爆発時間の決定法Info
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- JPH09280798A JPH09280798A JP8311728A JP31172896A JPH09280798A JP H09280798 A JPH09280798 A JP H09280798A JP 8311728 A JP8311728 A JP 8311728A JP 31172896 A JP31172896 A JP 31172896A JP H09280798 A JPH09280798 A JP H09280798A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C17/00—Fuze-setting apparatus
- F42C17/04—Fuze-setting apparatus for electric fuzes
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C11/00—Electric fuzes
- F42C11/06—Electric fuzes with time delay by electric circuitry
Abstract
(57)【要約】
【課題】 標的に対する最高の攻撃確率または撃墜確率
を達成するためのプログラム可能発射体の爆発時間の決
定法を提供する。 【解決手段】 衝突距離(ＲＴ)、砲身(１３)の砲口での
発射体(１８)の実測速度(Ｖm)および衝突点(Ｒf)と爆発
点(Ｐz)との間の予決爆発距離(Ｄz)に基づく計算によっ
てプログラム可能発射体の爆発時間(Ｔz)を決定する方
法において、次式を用いてＴzを補正することによって
Ｄzを一定に維持することを特徴とする該発射体の爆発
時間の決定法: Ｔz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm−Ｖov) [Ｔz(Ｖm)は補正された爆発時間、Ｋは補正因子、Ｖov
は発射体リード速度を示す]
を達成するためのプログラム可能発射体の爆発時間の決
定法を提供する。 【解決手段】 衝突距離(ＲＴ)、砲身(１３)の砲口での
発射体(１８)の実測速度(Ｖm)および衝突点(Ｒf)と爆発
点(Ｐz)との間の予決爆発距離(Ｄz)に基づく計算によっ
てプログラム可能発射体の爆発時間(Ｔz)を決定する方
法において、次式を用いてＴzを補正することによって
Ｄzを一定に維持することを特徴とする該発射体の爆発
時間の決定法: Ｔz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm−Ｖov) [Ｔz(Ｖm)は補正された爆発時間、Ｋは補正因子、Ｖov
は発射体リード速度を示す]
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明はプログラム可能な
発射体の爆発時間（ｄｉｓａｇｇｒｅｇａｔｉｏｎ ti
me)の決定法に関する。この場合、計算は少なくとも、
センサーデータから決定される標的までの衝突距離、砲
身の砲口での発射体の速度および発射体の衝突点と爆発
点との間の予め決定された最適爆発距離に基づいておこ
なわれる。
発射体の爆発時間（ｄｉｓａｇｇｒｅｇａｔｉｏｎ ti
me)の決定法に関する。この場合、計算は少なくとも、
センサーデータから決定される標的までの衝突距離、砲
身の砲口での発射体の速度および発射体の衝突点と爆発
点との間の予め決定された最適爆発距離に基づいておこ
なわれる。
【０００２】
【従来の技術】砲身の砲口に配設された発射体速度測定
装置を具備する装置が知られている(ヨーロッパ特許出
願第０ ３００ ２５５号明細書参照)。この測定装置
は、相互に所定の間隔で配設された２つのトロイダルコ
イルから成る。発射体が２つのトロイダルコイル内を通
過する間に発生する磁束が変化するので、各々のトロイ
ダルコイル内においてはパルスが立て続けに発生する。
これらのパルスは電子的評価装置へ供給され、該装置内
においては、パルスの時間間隔とトロイダルコイル間の
距離から発射体の速度が計算される。発射体内に配設さ
れたレシーバーコイルと協動する速度測定用トランスミ
ッタコイルは、発射体の移動方向に対して後方に配設さ
れる。レシーバーコイルは高域フィルターを介してカウ
タンーに接続され、該カウタンーの出力側は時限信管に
接続される。爆発時間は発射体の計算速度と標的までの
衝突距離から計算され、該計算値は測定装置内を通過後
の発射体へ誘導的に直接送信される。時間信管はこの爆
発時間によって、標的の領域内で発射体が爆発するよう
にセットされる。
装置を具備する装置が知られている(ヨーロッパ特許出
願第０ ３００ ２５５号明細書参照)。この測定装置
は、相互に所定の間隔で配設された２つのトロイダルコ
イルから成る。発射体が２つのトロイダルコイル内を通
過する間に発生する磁束が変化するので、各々のトロイ
ダルコイル内においてはパルスが立て続けに発生する。
これらのパルスは電子的評価装置へ供給され、該装置内
においては、パルスの時間間隔とトロイダルコイル間の
距離から発射体の速度が計算される。発射体内に配設さ
れたレシーバーコイルと協動する速度測定用トランスミ
ッタコイルは、発射体の移動方向に対して後方に配設さ
れる。レシーバーコイルは高域フィルターを介してカウ
タンーに接続され、該カウタンーの出力側は時限信管に
接続される。爆発時間は発射体の計算速度と標的までの
衝突距離から計算され、該計算値は測定装置内を通過後
の発射体へ誘導的に直接送信される。時間信管はこの爆
発時間によって、標的の領域内で発射体が爆発するよう
にセットされる。
【０００３】副発射体(sub−projectile)を伴う発射体
(一次および二次弾道特性を有する発射体)を使用する場
合には、例えば、オリコン−コントラベス社(Ｏerikon
−Ｃontraves company)(チューリッヒ)から発行されて
いるパンフレット「ＯＣ ２０５２ d ９４」に記載されて
いるように、爆発時に副発射体が発射された後で該副発
射体が発生させる雲によって予想標的領域が覆われるな
らば、攻撃標的を多撃弾によって破壊させることが可能
となる。この種の発射体の爆発過程においては、副発射
体を保有する部分は分離されており、予め決められた破
壊点において炸裂する。発射された副発射体は発射体の
回転によってもたらされるスピン安定化飛行経路を描
き、円錐の円のほぼ半円状カーブ上に均等に分布するの
で、高い確率での攻撃がおこなわれる。
(一次および二次弾道特性を有する発射体)を使用する場
合には、例えば、オリコン−コントラベス社(Ｏerikon
−Ｃontraves company)(チューリッヒ)から発行されて
いるパンフレット「ＯＣ ２０５２ d ９４」に記載されて
いるように、爆発時に副発射体が発射された後で該副発
射体が発生させる雲によって予想標的領域が覆われるな
らば、攻撃標的を多撃弾によって破壊させることが可能
となる。この種の発射体の爆発過程においては、副発射
体を保有する部分は分離されており、予め決められた破
壊点において炸裂する。発射された副発射体は発射体の
回転によってもたらされるスピン安定化飛行経路を描
き、円錐の円のほぼ半円状カーブ上に均等に分布するの
で、高い確率での攻撃がおこなわれる。
【０００４】しかしながら、上記の装置を用いることに
よっては、常に高い確率での攻撃や撃墜が達成できると
は限らない。何故ならば、爆発距離が、例えば、発射体
の速度の変動および／または非現実的な計算値の使用に
よってばらつくからである。爆発距離をより長くすれば
攻撃または撃墜の範囲を広くすることができるが、副発
射体の密度が低下する。これとは逆に、爆発距離をより
短くすれば、副発射体の密度はより高くなるが、攻撃ま
たは撃墜の範囲が狭くなる。
よっては、常に高い確率での攻撃や撃墜が達成できると
は限らない。何故ならば、爆発距離が、例えば、発射体
の速度の変動および／または非現実的な計算値の使用に
よってばらつくからである。爆発距離をより長くすれば
攻撃または撃墜の範囲を広くすることができるが、副発
射体の密度が低下する。これとは逆に、爆発距離をより
短くすれば、副発射体の密度はより高くなるが、攻撃ま
たは撃墜の範囲が狭くなる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】この発明は、上記のよ
うな問題点をもたらすことなく、攻撃または撃墜を最高
の確率で達成するための技術に関するものであって、プ
ログラム可能な発射体の爆発時間を決定する方法を提供
する。
うな問題点をもたらすことなく、攻撃または撃墜を最高
の確率で達成するための技術に関するものであって、プ
ログラム可能な発射体の爆発時間を決定する方法を提供
する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】即ち、この発明は、少な
くとも、センサーデータから決定される標的までの衝突
距離(ＲＴ)、砲身(１３)の砲口で実際に測定される発射
体の速度(Ｖm)および発射体(１８)の衝突点(Ｒf)と爆発
点(Ｐz)との間の予め決定された爆発距離(Ｄz)に基づく
計算によって、プログラム可能な発射体の爆発時間(Ｔ
z)を決定する方法において、 次式: Tz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm−Ｖov) [式中、Ｔz(Ｖm)は補正された爆発時間を示し、Ｋは補
正因子を示し、Ｖovは発射体のリード速度を示す]を用
いてＴzを補正することによってＤzを一定に維持するこ
とを特徴とする、該発射体の爆発時間決定法に関する。
くとも、センサーデータから決定される標的までの衝突
距離(ＲＴ)、砲身(１３)の砲口で実際に測定される発射
体の速度(Ｖm)および発射体(１８)の衝突点(Ｒf)と爆発
点(Ｐz)との間の予め決定された爆発距離(Ｄz)に基づく
計算によって、プログラム可能な発射体の爆発時間(Ｔ
z)を決定する方法において、 次式: Tz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm−Ｖov) [式中、Ｔz(Ｖm)は補正された爆発時間を示し、Ｋは補
正因子を示し、Ｖovは発射体のリード速度を示す]を用
いてＴzを補正することによってＤzを一定に維持するこ
とを特徴とする、該発射体の爆発時間決定法に関する。
【０００７】この場合、発射体の爆発点と標的との衝突
点との間の最適な爆発距離は爆発時間の補正によって一
定に維持される。この補正は、速度差を掛けた補正因子
を爆発時間に加算することによっておこなわれる。発射
体の速度差は、発射体の実際に測定される速度とリード
速度の差から得られる。発射体のリード速度は発射体の
連続的な多数の先行速度(previous velocity)の平均値
から計算される。
点との間の最適な爆発距離は爆発時間の補正によって一
定に維持される。この補正は、速度差を掛けた補正因子
を爆発時間に加算することによっておこなわれる。発射
体の速度差は、発射体の実際に測定される速度とリード
速度の差から得られる。発射体のリード速度は発射体の
連続的な多数の先行速度(previous velocity)の平均値
から計算される。
【０００８】本発明によって得られる利点は、所定の爆
発距離が発射体の実際に測定される速度に左右されない
ことであり、これによって、最高の攻撃確率または撃墜
確率を連続的に達成することが可能となる。爆発時間を
補正するために提案される補正因子は、兵器を制御する
ための衝突点に関する発射要因、即ち、砲身角(α,λ)
および発射体の衝突時間(Ｔf)とリード速度(Ｖov)に基
づくだけである。既存の兵器制御システムにこの手段を
最低限のコストで組み込むことが可能である。
発距離が発射体の実際に測定される速度に左右されない
ことであり、これによって、最高の攻撃確率または撃墜
確率を連続的に達成することが可能となる。爆発時間を
補正するために提案される補正因子は、兵器を制御する
ための衝突点に関する発射要因、即ち、砲身角(α,λ)
および発射体の衝突時間(Ｔf)とリード速度(Ｖov)に基
づくだけである。既存の兵器制御システムにこの手段を
最低限のコストで組み込むことが可能である。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下、本発明を添付図に基づく実
施態様によって詳述する。図１は、本発明による兵器制
御システムの模式図である。図２は、測定およびプログ
ラム装置の縦断面である。図３は、爆発距離の関数とし
ての副発射体の分布図である。図４は、図１に示す兵器
制御システムの異なった模式図である。
施態様によって詳述する。図１は、本発明による兵器制
御システムの模式図である。図２は、測定およびプログ
ラム装置の縦断面である。図３は、爆発距離の関数とし
ての副発射体の分布図である。図４は、図１に示す兵器
制御システムの異なった模式図である。
【００１０】図１において、発射制御装置および砲はそ
れぞれ(１)および(２)で示される。発射制御装置(１)は
標的(４)を探知するためのサーチセンサー(３)、該サー
チセンサーに接続されたセンサーであって、３−Ｄ標的
追跡と３−Ｄ標的測量のための追跡センサー(５)および
発射制御コンピュータ(６)から構成される。発射制御コ
ンピュータ(６)は少なくとも１つのメインフィルター
(７)とリードコンピュータユニット(９)を具備する。メ
インフィルター(７)の入力側は追跡センサー(５)に接続
され、出力側はリードコンピュータユニット(９)に接続
される。この場合、メインフィルター(７)は、追跡セン
サー(５)から受信する３−Ｄ標的データ、例えば、標的
の位置、速度および加速度等を評価された標的データ
(Ｚ)としてリードコンピュータユニット(９)へ送信す
る。気象学的データは別のインプット(Ｍe)を介してリ
ードコンピュータユニット(９)へ供給される。個々の接
合もしくは接続に関する識別子(identifier)の意義はこ
れらの機能によって以下に詳述する。
れぞれ(１)および(２)で示される。発射制御装置(１)は
標的(４)を探知するためのサーチセンサー(３)、該サー
チセンサーに接続されたセンサーであって、３−Ｄ標的
追跡と３−Ｄ標的測量のための追跡センサー(５)および
発射制御コンピュータ(６)から構成される。発射制御コ
ンピュータ(６)は少なくとも１つのメインフィルター
(７)とリードコンピュータユニット(９)を具備する。メ
インフィルター(７)の入力側は追跡センサー(５)に接続
され、出力側はリードコンピュータユニット(９)に接続
される。この場合、メインフィルター(７)は、追跡セン
サー(５)から受信する３−Ｄ標的データ、例えば、標的
の位置、速度および加速度等を評価された標的データ
(Ｚ)としてリードコンピュータユニット(９)へ送信す
る。気象学的データは別のインプット(Ｍe)を介してリ
ードコンピュータユニット(９)へ供給される。個々の接
合もしくは接続に関する識別子(identifier)の意義はこ
れらの機能によって以下に詳述する。
【００１１】砲(２)のコンピュータは評価回路(１０)、
更新コンピュータユニット(１１)および補正コンピュー
タユニット(１２)を有する。評価回路(１０)の入力側は
砲身(１３)の砲口上に配設された発射体速度の測定装置
(１４)に接続され、出力側はリードコンピュータユニッ
ト(９)と更新コンピュータユニット(１１)に接続される
(該測定装置は図２に基づいて以下で詳述する)。更新コ
ンピュータユニット(１１)の入力側はリードコンピュー
タユニット(９)と補正コンピュータユニット(１２)に接
続され、出力側は測定装置(１４)に組み込まれたプログ
ラミングエレメントに接続される。補正コンピュータユ
ニット(１２)の入力側はリードコンピュータユニット
(９)に接続され、出力側は更新コンピュータユニット
(１１)に接続される。発射命令に応答する発射装置(１
６)と砲サーボ装置(１５)もリードコンピュータユニッ
ト(９)に接続される。発射制御装置(１)と砲(２)の接続
部はデータ伝送装置(１７)に接続される。コンピュータ
ユニット(１０)、(１１)および(１２)の間の個々の接続
並びに発射制御装置(１)と砲(２)の間の接続に関する識
別子の意義はこれらの機能によって以下に詳述する。発
射体のプログラミング段階および爆発時の状態をそれぞ
れ(１８)および(１８')で示す。発射体(１８)は一次お
よび二次弾道特性を有するプログラム可能な発射体であ
って、該発射体には発射火薬、時限信管および副発射体
(１９)が装填される。
更新コンピュータユニット(１１)および補正コンピュー
タユニット(１２)を有する。評価回路(１０)の入力側は
砲身(１３)の砲口上に配設された発射体速度の測定装置
(１４)に接続され、出力側はリードコンピュータユニッ
ト(９)と更新コンピュータユニット(１１)に接続される
(該測定装置は図２に基づいて以下で詳述する)。更新コ
ンピュータユニット(１１)の入力側はリードコンピュー
タユニット(９)と補正コンピュータユニット(１２)に接
続され、出力側は測定装置(１４)に組み込まれたプログ
ラミングエレメントに接続される。補正コンピュータユ
ニット(１２)の入力側はリードコンピュータユニット
(９)に接続され、出力側は更新コンピュータユニット
(１１)に接続される。発射命令に応答する発射装置(１
６)と砲サーボ装置(１５)もリードコンピュータユニッ
ト(９)に接続される。発射制御装置(１)と砲(２)の接続
部はデータ伝送装置(１７)に接続される。コンピュータ
ユニット(１０)、(１１)および(１２)の間の個々の接続
並びに発射制御装置(１)と砲(２)の間の接続に関する識
別子の意義はこれらの機能によって以下に詳述する。発
射体のプログラミング段階および爆発時の状態をそれぞ
れ(１８)および(１８')で示す。発射体(１８)は一次お
よび二次弾道特性を有するプログラム可能な発射体であ
って、該発射体には発射火薬、時限信管および副発射体
(１９)が装填される。
【００１２】図２において、砲身(１３)の砲口に固定さ
れた支持管(２０)は３つの部材(２１)、(２２)および
(２３)から成る。発射体の速度を測定するためのトロイ
ドコイル(２４)および(２５)はそれぞれ第１部材(２１)
と第２部材(２２)の間および第２部材(２２)と第３部材
(２３)の間に配設される。コイル体(２６)内部に収容さ
れたトランスミッタコイル(２７)は第３部材(２３)(プ
ログラミング部とも呼ばれる)に固定される。支持管(２
０)の固定法および３つの部材(２１)、(２２)および(２
３)の相互間の固定法についてはここではこれ以上説明
しない。測定を妨げる磁場を遮蔽するために、軟鉄製ロ
ッド(３０)が支持管(２０)の周辺部に配設される。発射
体(１８)はレシーバーコイル(３１)を具備しており、該
レシーバーコイルはフィルター(３２)とカウンター(３
３)を介して時限信管(３４)に接続される。発射体(１
８)がトロイドコイル(２４)および(２５)を通過する間
に、各トロイドコイル内ではパルスが立て続けに発生す
る。これらのパルスは評価回路(１０)へ供給され(図１
参照)、該回路内においては、パルス間の入力順の距離
およびトロイドコイル(２４)と(２５)の間の距離(a)か
ら発射体の速度が計算される。この発射体の速度を考慮
することにより、爆発時間が計算される(これについて
は以下において詳述する)。該計算値は発射体(１８)の
通過時にトランスミッタコイル(２７)によってレシーバ
コイル(３１)へディジタル形態で誘導的に伝送されてカ
ウタンー(３２)のセッティングに利用される。
れた支持管(２０)は３つの部材(２１)、(２２)および
(２３)から成る。発射体の速度を測定するためのトロイ
ドコイル(２４)および(２５)はそれぞれ第１部材(２１)
と第２部材(２２)の間および第２部材(２２)と第３部材
(２３)の間に配設される。コイル体(２６)内部に収容さ
れたトランスミッタコイル(２７)は第３部材(２３)(プ
ログラミング部とも呼ばれる)に固定される。支持管(２
０)の固定法および３つの部材(２１)、(２２)および(２
３)の相互間の固定法についてはここではこれ以上説明
しない。測定を妨げる磁場を遮蔽するために、軟鉄製ロ
ッド(３０)が支持管(２０)の周辺部に配設される。発射
体(１８)はレシーバーコイル(３１)を具備しており、該
レシーバーコイルはフィルター(３２)とカウンター(３
３)を介して時限信管(３４)に接続される。発射体(１
８)がトロイドコイル(２４)および(２５)を通過する間
に、各トロイドコイル内ではパルスが立て続けに発生す
る。これらのパルスは評価回路(１０)へ供給され(図１
参照)、該回路内においては、パルス間の入力順の距離
およびトロイドコイル(２４)と(２５)の間の距離(a)か
ら発射体の速度が計算される。この発射体の速度を考慮
することにより、爆発時間が計算される(これについて
は以下において詳述する)。該計算値は発射体(１８)の
通過時にトランスミッタコイル(２７)によってレシーバ
コイル(３１)へディジタル形態で誘導的に伝送されてカ
ウタンー(３２)のセッティングに利用される。
【００１３】図３において、発射体(１８)の爆発点は
(Ｐz)で示される。図３には、爆発点(Ｐz)からの距離に
応じて円錐体(Ｃ)の遠近法で示す環状表面(Ｆ１)、(Ｆ
２)、(Ｆ３)および(Ｆ４)のほぼ半円状のカーブ上に均
等に分布した状態で発射された副発射体が図示される。
爆発点(Ｐz)からのメートル単位の距離(m)を第１横座標
I上にプロットし、表面(Ｆ１)、(Ｆ２)、(Ｆ３)および
(Ｆ４)の大きさ(平方メートル単位)とその直径(メート
ル単位)を横座標IIに示す。例えば、１５２個の副発射
体を具備する典型的な発射体の場合について、円錐体
(Ｃ)の初期頂点角を１０度とし、第２横座標II上にプロ
ットした値を該距離の関数として図示する。環状表面
(Ｆ１)、(Ｆ２)、(Ｆ３)および(Ｆ４)上に分布する副発
射体の密度は距離と共に低下し、ここで選択した条件下
においては、副発射体の密度は６４個／m2、１６個／
m2、７個／m2および４個／m2の順で低下する。後の計算
の基礎となる予決爆発距離(Ｄz)を例えば、２０mとする
と、例えば直径が３.５mの標的領域は１m2あたり１６個
の副発射体で覆われる。
(Ｐz)で示される。図３には、爆発点(Ｐz)からの距離に
応じて円錐体(Ｃ)の遠近法で示す環状表面(Ｆ１)、(Ｆ
２)、(Ｆ３)および(Ｆ４)のほぼ半円状のカーブ上に均
等に分布した状態で発射された副発射体が図示される。
爆発点(Ｐz)からのメートル単位の距離(m)を第１横座標
I上にプロットし、表面(Ｆ１)、(Ｆ２)、(Ｆ３)および
(Ｆ４)の大きさ(平方メートル単位)とその直径(メート
ル単位)を横座標IIに示す。例えば、１５２個の副発射
体を具備する典型的な発射体の場合について、円錐体
(Ｃ)の初期頂点角を１０度とし、第２横座標II上にプロ
ットした値を該距離の関数として図示する。環状表面
(Ｆ１)、(Ｆ２)、(Ｆ３)および(Ｆ４)上に分布する副発
射体の密度は距離と共に低下し、ここで選択した条件下
においては、副発射体の密度は６４個／m2、１６個／
m2、７個／m2および４個／m2の順で低下する。後の計算
の基礎となる予決爆発距離(Ｄz)を例えば、２０mとする
と、例えば直径が３.５mの標的領域は１m2あたり１６個
の副発射体で覆われる。
【００１４】図４においては、攻撃対象となる標的は
(４)および(４')で示される。(４)および(４')はそれぞ
れ発射体との衝突位置および発射体と衝突する前の位置
を示す。
(４)および(４')で示される。(４)および(４')はそれぞ
れ発射体との衝突位置および発射体と衝突する前の位置
を示す。
【００１５】前述の装置の操作法を以下に説明する。リ
ードコンピュータユニット(９)は気象学的データを考慮
した上で、一次および二次弾道特性を有する発射体の標
的データ(Ｚ)およびリード速度(Ｖov)から衝突距離(Ｒ
Ｔ)を計算する。例えば、リード速度(Ｖov)はデータ伝
送装置(１７)を介して供給される多数の発射体速度(Ｖ
m)の平均値から形成される(これらの値は実際に測定さ
れる発射体速度(Ｖm)よりも優先する)。
ードコンピュータユニット(９)は気象学的データを考慮
した上で、一次および二次弾道特性を有する発射体の標
的データ(Ｚ)およびリード速度(Ｖov)から衝突距離(Ｒ
Ｔ)を計算する。例えば、リード速度(Ｖov)はデータ伝
送装置(１７)を介して供給される多数の発射体速度(Ｖ
m)の平均値から形成される(これらの値は実際に測定さ
れる発射体速度(Ｖm)よりも優先する)。
【００１６】その時の爆発距離(Ｄz)に基づき、衝突時
間(Ｔf)の関数である発射体速度Ｖg(Ｔf)を考慮するこ
とにより、発射体の爆発時間(Ｔz)を次式から決定する
ことができる: Ｄz＝Ｖg(Ｔf)*ts および Ｔz＝Ｔf−ts この場合、Ｖg(Ｔf)は弾道学的近似計算から決定するこ
とができ、Ｔzは発射体の爆発点(Ｐz)までの飛行時間を
示し、tsは爆発点(Ｐz)から衝突点(Ｐf)への発射体の方
向へ飛行する副発射体の飛行時間を示す(図３および図
４)参照。
間(Ｔf)の関数である発射体速度Ｖg(Ｔf)を考慮するこ
とにより、発射体の爆発時間(Ｔz)を次式から決定する
ことができる: Ｄz＝Ｖg(Ｔf)*ts および Ｔz＝Ｔf−ts この場合、Ｖg(Ｔf)は弾道学的近似計算から決定するこ
とができ、Ｔzは発射体の爆発点(Ｐz)までの飛行時間を
示し、tsは爆発点(Ｐz)から衝突点(Ｐf)への発射体の方
向へ飛行する副発射体の飛行時間を示す(図３および図
４)参照。
【００１７】リードコンピュータユニット(９)は砲身の
方位角(α)と射角(λ)も探知する。α、λ、Ｔzもしく
はＴfおよびＶovの値は衝突点に関する発射データ要素
としてデータ伝送装置(１７)を介して補正コンピュータ
ユニット(１２)へ伝送される。発射要素αおよびλは砲
サーボ装置(１５)へ伝送され、発射要素Ｖov、Ｔfもし
くはＴzは更新コンピュータユニット(１１)へ伝送され
る。
方位角(α)と射角(λ)も探知する。α、λ、Ｔzもしく
はＴfおよびＶovの値は衝突点に関する発射データ要素
としてデータ伝送装置(１７)を介して補正コンピュータ
ユニット(１２)へ伝送される。発射要素αおよびλは砲
サーボ装置(１５)へ伝送され、発射要素Ｖov、Ｔfもし
くはＴzは更新コンピュータユニット(１１)へ伝送され
る。
【００１８】上記の計算はクロック方式で繰り返してお
こなわれるので、個々の実際のクロック周期(clock pe
riod)(i)におけるその時の有効時間に対してはα、λ、
ＴzおよびＶovの新しいデータが得られる。クロック値
間の実際の時間(t)に対して内挿または外挿をそれぞれ
おこなう。
こなわれるので、個々の実際のクロック周期(clock pe
riod)(i)におけるその時の有効時間に対してはα、λ、
ＴzおよびＶovの新しいデータが得られる。クロック値
間の実際の時間(t)に対して内挿または外挿をそれぞれ
おこなう。
【００１９】各々のクロック周期(i)の開始時におい
て、発射データ要素α、λ、ＴzもしくはＴfおよびＶov
に関する最新のデータに基づいて補正コンピュータユニ
ット(１２)で補正因子(Ｋ)を計算する。この計算の目的
および補正因子(Ｋ)に関する条件付き方程式の展開につ
いて以下に詳述する。
て、発射データ要素α、λ、ＴzもしくはＴfおよびＶov
に関する最新のデータに基づいて補正コンピュータユニ
ット(１２)で補正因子(Ｋ)を計算する。この計算の目的
および補正因子(Ｋ)に関する条件付き方程式の展開につ
いて以下に詳述する。
【００２０】補正因子(Ｋ)は次式(１)で定義される:
【数２６】
【外６】
【数２７】
【外７】
【数２８】 この場合、攻撃条件は次式３で表される:
【数２９】
【００２１】t0による式３の導関数は次式４で表され
る:
る:
【数３０】
【外８】
【数３１】 一般的な理論によれば、所定の前提条件下においては式
４.１中の一部の表式は次の様になる。
４.１中の一部の表式は次の様になる。
【数３２】
【外９】
【数３３】 導関数の一般的な定義によれば、式４.１におけるＤ3に
関しては次式５が適用される:
関しては次式５が適用される:
【数３４】 砲身(１３)の射角が無視できるならば、次式が成り立
つ：
つ：
【数３５】 従って、次の近似式が成り立つ：
【数３６】
【００２２】
【外１０】 従って、式５は次式のように書き換えられる:
【数３７】
【外１１】
【数３８】 直線的弾道特性において、発射体の速度が標的方向とほ
ぼ平行であると仮定する、即ち、次式７が成り立つと仮
定すると:
ぼ平行であると仮定する、即ち、次式７が成り立つと仮
定すると:
【数３９】 式４から次式８が得られる:
【数４０】 (式８は、標的速度が２つの直交成分に分かれることを
示す)式２を式１に代入して次の定義を考慮すると:
示す)式２を式１に代入して次の定義を考慮すると:
【数４１】
【数４２】 次式が得られる:
【数４３】 ｐG、ｖGおよびｖzの定義を考慮すると次式が得られる:
【数４４】
【数４５】 従って、式７および式８から次式９が得られる：
【数４６】 式９をｖ２ Ｇ／(１＋∂ＴＧ(t0)／∂t0)2で約分するこ
とによって補正因子Ｋは次式１０で表される。
とによって補正因子Ｋは次式１０で表される。
【数４７】
【００２３】
【外１２】 これらは飛行時間の一次関数であり、砲射の射角に関し
ては二次であり、無視することは可能である。これらの
値を決定するためには、例えば、ダントニオ(d'Ａntoni
o)による解を応用することができる。これによって、次
式１１および１２が得られる:
ては二次であり、無視することは可能である。これらの
値を決定するためには、例えば、ダントニオ(d'Ａntoni
o)による解を応用することができる。これによって、次
式１１および１２が得られる:
【数４８】
【数４９】 式１１および式１２において、ｑは次式:
【数５０】
【外１３】 式１１および式１２を式１０に代入することによって、
補正因子(Ｋ)は次式で表される:
補正因子(Ｋ)は次式で表される:
【数５１】
【外１４】
【００２４】本明細書に記載の式中の記号の意義は次の
通りである。
通りである。
【外１５】 Ｉd … … … … … ユニホームマトリックス ・ … … … … … スカラーまたはマトリックスの乗
法
法
【外１６】 limh→oＡ(h) … … hに関する式Ａの０までのリミッ
ト inftＭ … … … … 全てのtにわたる量Ｍの下限
ト inftＭ … … … … 全てのtにわたる量Ｍの下限
【外１７】 v0 … … … … … 発射体の初期リード速度の砲身
方向の成分の量 ｖm … … … … … 発射体の有効初速度の砲身方向
の成分の量 ＴＧ … … … … … 発射体のリード飛行時間 t* … … … … … 発射体の飛行時間 t0 … … … … … 発射体の砲口経過時間
方向の成分の量 ｖm … … … … … 発射体の有効初速度の砲身方向
の成分の量 ＴＧ … … … … … 発射体のリード飛行時間 t* … … … … … 発射体の飛行時間 t0 … … … … … 発射体の砲口経過時間
【００２５】補正コンピュータユニット(１２)から伝送
される補正因子(Ｋ)、評価回路(１０)から伝送される発
射体の実測速度(Ｖm)およびリードコンピュータユニッ
ト(９)から伝送される爆発時間(Ｔz)とリード速度(Ｖo
v)に基づいて、更新コンピュータユニット(１１)は次式
から補正された爆発時間(Ｔz(Ｖm))を計算する。 Ｔz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm-Ｖov) 補正された爆発時間(Ｔz(Ｖm))は、有効時間によって左
右される実際のその時の時間(t)まで内挿または外挿さ
れる。新たに計算された爆発時間(Ｔz(Ｖm,t))は測定装
置(１４)のプログラミングユニット(２３)のトランスミ
ッタコイル(２７)へ伝送された後、飛行する発射体(１
８)へ伝送される(これについては図２に関連して先に説
明した)。
される補正因子(Ｋ)、評価回路(１０)から伝送される発
射体の実測速度(Ｖm)およびリードコンピュータユニッ
ト(９)から伝送される爆発時間(Ｔz)とリード速度(Ｖo
v)に基づいて、更新コンピュータユニット(１１)は次式
から補正された爆発時間(Ｔz(Ｖm))を計算する。 Ｔz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm-Ｖov) 補正された爆発時間(Ｔz(Ｖm))は、有効時間によって左
右される実際のその時の時間(t)まで内挿または外挿さ
れる。新たに計算された爆発時間(Ｔz(Ｖm,t))は測定装
置(１４)のプログラミングユニット(２３)のトランスミ
ッタコイル(２７)へ伝送された後、飛行する発射体(１
８)へ伝送される(これについては図２に関連して先に説
明した)。
【００２６】爆発距離(Ｄz)(図３および図４参照)は、
発射体の速度の変動に左右されることなく、爆発時間
(Ｔz)の補正によって一定に維持することができるの
で、標的に対する最高の攻撃確率または撃墜確率を達成
することが可能となる。直線的弾道特性を仮定するとき
には、式２の代りに次式を用いることも可能である:
発射体の速度の変動に左右されることなく、爆発時間
(Ｔz)の補正によって一定に維持することができるの
で、標的に対する最高の攻撃確率または撃墜確率を達成
することが可能となる。直線的弾道特性を仮定するとき
には、式２の代りに次式を用いることも可能である:
【数５２】 短弾道特性に関するフォール角(fall angle)を考慮す
るならば、この一次の式を用いることによって補正因子
(Ｋ)に対して同じ結果が得られる。
るならば、この一次の式を用いることによって補正因子
(Ｋ)に対して同じ結果が得られる。
【００２７】
【発明の効果】本発明によれば、プログラム可能な発射
体の爆発距離を、発射体の速度の変動に左右されること
なく爆発時間の補正によって一定に維持することができ
るので、標的に対する最高の攻撃確率または撃墜確率を
達成することができる。
体の爆発距離を、発射体の速度の変動に左右されること
なく爆発時間の補正によって一定に維持することができ
るので、標的に対する最高の攻撃確率または撃墜確率を
達成することができる。
【図１】 本発明による兵器制御システムの模式図であ
る。
る。
【図２】 測定およびプログラム装置の縦断面図であ
る。
る。
【図３】 爆発距離の関数としての副発射体の分布図で
ある。
ある。
【図４】 図１に示す兵器制御システムの異なった模式
図である。
図である。
１ 発射制御装置 ２ 砲 ３ サーチセンサー ４ 標的 ５ 追跡センサー ６ 発射制御コンピュータ ７ メインフィルター ９ リードコンピュータユニット １０ 評価回路 １１ 更新コンピュータユニット １２ 補正コンピュータユニット １３ 砲身 １４ 測定装置 １５ 砲サーボ装置 １６ 発射装置 １７ データ伝送装置 １８ 発射体 １８' 発射体 １９ 副発射体 ２０ 支持管 ２１ 第１部材 ２２ 第２部材 ２３ 第３部材 ２４ トロイドコイル ２５ トロイドコイル ２６ コイル体 ２７ トランスミッタコイル ２８ ライン ２９ ライン ３０ 軟鉄ロッド ３１ レシーバコイル ３２ フィルター ３３ カウンター ３４ 時限信管 a 距離 Ｐz 爆発点の位置 Ｆ１−Ｆ４ 環状表面 Ｃ 円錐体 Ｉ 第１横座標 ＩＩ 第２横座標 Ｄz 爆発距離 ＲＴ 衝突距離 Ｖov リード速度 Ｖm 実測速度 Ｔz 爆発時間 ts 副発射体の飛行時間 Ｐf 衝突点 α 砲身の方位角 λ 砲身の射角 Ｔf 衝突時間 ＴＧ 飛行時間 Ｔz(Ｖm) 補正爆発時間 Ｍe 気象学的データのインプット Ｚ 標的データ
Claims (3)
- 【請求項１】 少なくとも、センサーデータから決定さ
れる標的までの衝突距離(ＲＴ)、砲身(１３)の砲口で実
際に測定される発射体の速度(Ｖm)および発射体(１８)
の衝突点(Ｒf)と爆発点(Ｐz)との間の予め決定された爆
発距離(Ｄz)に基づく計算によって、プログラム可能な
発射体の爆発時間(Ｔz)を決定する方法において、 次式: Ｔz(Ｖm)＝Ｔz＋Ｋ*(Ｖm−Ｖov) [式中、Ｔz(Ｖm)は補正された爆発時間を示し、Ｋは補
正因子を示し、Ｖovは発射体のリード速度を示す]を用
いてＴzを補正することによってＤzを一定に維持するこ
とを特徴とする、該発射体の爆発時間決定法。 - 【請求項２】 下記の手順によってＫを決定することを
含む請求項１記載の方法:次式１で表される定義および
発射体の初速度による発射体の位置の導関数から出発
し、 【数１】 次式２で表される直線的弾道特性: 【数２】 並びに次式で表される弾道学的解： 【数３】 および次式３で表される攻撃条件を仮定し： 【数４】 補正因子(Ｋ)を発射体の飛行時間(ＴＧ)、砲身角(α,
λ)およびリード速度と関係させ、式３を時間t0で微分
することによって次式４を得る: 【数５】 【外１】 【数６】 式４.１において次式で表される項を無視し: 【数７】 式４.１における導関数Ｄ3を次式５で定義し: 【数８】 砲身(１３)の射角を無視すると、次の２つの式がほぼ成
り立つ: 【数９】 【数１０】 従って、式５は次式のように書き換えられる: 【数１１】 【外２】 【数１２】 直線的弾道特性において、発射体の速度が標的方向とほ
ぼ平行であると仮定する、即ち、次式７が成り立つとす
ると: 【数１３】 式４から次式８が得られる: 【数１４】 (式８は、標的速度が２つの直交成分に分かれることを
示す)式２を式１に代入して次の定義を考慮すると： 【数１５】 【数１６】 次式が得られる： 【数１７】 ｐG、ｖGおよびｖZの定義を考慮すると次式が得られる: 【数１８】 同様にして、式７および式８から次式が得られる: 【数１９】 従って、次式９が得られる： 【数２０】 式９をｖ２ Ｇ／(１＋∂ＴＧ(t0)／∂t0)2で約分するこ
とによって、Ｋは次式１０で表される: 【数２１】 前記の式中の記号の意義は次の通りである: 【外３】 ｖ0 … … … … … 砲身方向における発射体の初
期リード速度の成分量を示す。 ｖm … … … … … 砲身方向における発射体の有
効初期速度の成分量を示す。 ＴＧ … … … … … 発射体のリード飛行時間を示
す。 t* … … … … … 発射体の飛行時間 t0 … … … … … 発射体の砲口通過時間 - 【請求項３】 下記の手順によってＫを決定することを
含む請求項２記載の方法: 【外４】 【数２２】 【数２３】 [式１１および式１２において、ｑは次式: 【数２４】 【外５】 式１１および式１２を式１０に代入することによって次
式を得る： 【数２５】
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- 1996-11-13 ZA ZA969543A patent/ZA969543B/xx unknown
- 1996-11-14 US US08/749,325 patent/US5814755A/en not_active Expired - Lifetime
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