JPS5828998A - ミサイル及び相当する兵器装置用の側方加速制御方法 - 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】 木発Ｅ！Ａは空中襲撃者撃滅用の案内付ミサイル゛に胸
するもので、よシ特殊的には、軌道上ｔ−非常に高速で
推進され、かつ、大きなａＩ＃作戦的ｑ能性を有し、最
後のａ論的近接がかすめ飛びでか、または急降下で可能
なものに関する・一般に、標的はそれの運動、即ち、速
度、方向、機動作戦性、弾道等にょシ特徴づけられてい
る。標的＃ｉ案内法則（航行−一−に比例する照準線へ
の命令）に従って案内されるミサイルによって射撃でき
て、この法則にょシ、標的が遅くかつ規則的な具合に動
けば動く根、ミサイルを目標に近く持って行く・量中標
的の場合、爆発が目的物に近ければ近い程、該目的物の
破壊の与えられた確率に対して弾ｌＪＩ＃−ｊより小さ
くなし得る・ 飛翔の終りに於ける如何なる誤差も、標的へかじとりし
ている電サイルの最終作戦行動により補償されねばなら
ない・ かくして、標的の策動可能性と逃避行為が高ければ高い
程、特に阻止区域での横の加速がより高く、応答時間は
より短かくあるべきである。

新兵器の設計に放ては、撃滅するに特に困難な脅威を示
している典型的な攻撃性標的は、最終的接近を掠め飛び
でし九り、急降下に入ることで行うような極めて作戦機
前的な超音速ミサイルから成っている。この場合には実
際に、敵方ミサイルの発明が手遅れだと、保護さるべき
場所の安全性を確保するには最も早期に無効化しうる事
が必要である。

目下のところ、そうした浸害者からの攻撃は公知の防護
装置によって対抗することは困難である。比例航行にて
案内される旧来の航空力学的制御付きの防護ミサイルは
、それに非常に広い弾頭が備えられているのでなけれは
、そうし九攻撃者ｔさえぎることが出来ない。

公知兵器装置に応用されている如き高度に性能を発揮す
る案内法則を利用することは俺かに出来るが、それの効
率は対象物の阻止のＩｆｆＫｆｉＪ存時間を知ることに
依存する、そしてこれは、混信する環境に於ては、意図
される目的に必要とされる精度をもって評価を行うこと
が出来ない。その上、この型の法則は概略的な具合で。

対象物の運動の第二次級の外挿を求める、そしてこれの
せいで、もしも標的が、防禦的案内付ミサイルの若干の
時定数に等しい平均値を存する無作為周期の運＃を迅速
に変化して行うならば、失敗になる。その時は、得られ
る誤った距離は、単純な比例的航行法則から出てくるも
のよシも大きくなるので、そのせいで、再び、大質量の
弾ＩＩｔ−選ぶことになってしまう。

従って、上記の規準による案内の不満足ｔ−補償する九
めには、防禦用ミサイＶの策戦ａＩ＃性を増すこと、即
ち、負荷因子の増加、とりわけ、該防禦ミサイルの応答
時間の減少によることが推奨されうる。

緩撃ビツクアップの角度により達成される標準航空力学
的制御のミサイルに於ては、航空力学的応答に関連する
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ＰＡＪｒと呼ぶ・ 襲撃ピックアップのそうした角度を引き起す制御装置は
、主推進装置のジェット内の航空力学的型または制御で
あるか、あるいは、主推進装置ま九は独立要素からの横
方向補助ジェットを通じてのものである。

その１更に、甑かに百分の何秒の応答時間は、重心ｔｉ
ｔぼ通過している力を利用することで得られ、またそう
し走力は航空力学的に、または、側方ジェットによって
Ｍ１４しうる。この場合。

襲撃ピックアップの航空力学的角度は少いか、皆無であ
り、むしろ、重心の直接移動である。

そうした公知の制御様相は力制御と呼ばれ命質的に出す
ものである。

本発明は、高度の側方加速をもたらす航空カ学的制＠　
ＰＡＮ’さ、一方に於て大き、な応答迅速性も生じ、他
方に於て、電サイ〃の綜体策戦機動性の顕著な高揚１に
可能ならしめるところのＰＩｌｒｌｌｉ１１御との組合
せから成っている。

本発明は、数多くの公知装置と組合せて、特に、非常に
高度の策戦機動性で、掠め飛びでの接近、ま九は非常に
大なる急降下角度をする超音速航空機の破壊を確実なら
しめ得る新兵器の種々の方式を考案しうるようするもの
である。

本発明による第一の兵器装置は、ミサイルを、その補助
ロケットは消し九ままで標的の方向く傾けて、Ｐ工ｒ制
御法を使用して垂直に投射し、補助ロケットを点火して
電サイルを非常に高速にさせ、それから、該補助ロケッ
トが完全燃焼すると、ミサイルの重心は今や定常になっ
ているので、Ｐ工Ｉｒ　−Ｐｌ’制御が使えるようにな
って＾るようにすることから成っている。

第二の兵器装置は、航空機からミサイルを落すもので、
対象物の方向に速い運ＩＩｇｌＪｔ−行うのにそれ自身
の装置を使用するものである。

本発明は、付図の助けにより記述した、例示的だが制限
的ではない所の、水上艦艇の自己防衛用の８ＡＮ　（大
地、空、海軍）と呼ばれる兵器装置のこれからの説明に
照して一層よく理解されよう。

末完Ｆ！ＡＶＣよると、ＩＪ１図のミサイルは昔通のよ
うに自助的三輪パイロットを含んでいる。標的の検出は
その場で行われ、（例えば、標的の場所、挙動及び範囲
の状況を供給する所の水上艦ｊ１１１上の監視レーダー
１１Ａ）また、処理された要素は該ミサイルに伝達され
る。

掠め飛びになって接近して来る超音速度の非常に速い標
的の場合には、それの検出の遅れは。

保護される場所の安全確保をするためによシ迅速に破壊
することを要することが判る。

電サイルに於ては、このことは、対象物の破壊をａｉ爽
になしうる、軌道上の高平均速度、策戦機動性の大きな
可能性、そうし九弾頭にまつわる小さな誤距離とを意味
するものである。

不幸にして、比例航行によｐ寮内さｎる現在のミサイル
は、それらが非常に大きな軍用装薬付になっていない時
は、これらの規準に合致しない・実際のところ、標的の
策職機助性の高度の可能性と、それの短い応答時間のせ
いで、それらは失敗してしまう。

そうし九困難を治すために、本発明によ几ば、ＰＡＪと
呼ばれる、高負荷因子付き航空力学制御手段を含むミサ
イ１ｖｖｃ％Ｐ工ｙと呼ばれる力制御様相で、そうした
制御様相は、第１図の表現によシ提案されている如く、
重心に近接して遣る力を生ずる手段を含んでいるものを
組合せることを提案する・ 注目さるべきことは、後者の手段は巴々な型にでき、制
御器を通る航空力学的作用からでも、また社ジェットか
らでも、起って来るようにできる。

かくして、＠１図の略図で、参照番号１と２は電サイ〃
とそれの投捨ｑ能な補助ロケットを夫々示している。ミ
サイル１は自＃誘導１［３と、制御及び寮内装置４と、
こんどは重心ＣＧに近接して通る力を生ずるジェット偏
向装置５及び偏向装置５０近くに、推進薬が燃えつきる
時に重心Ｃｏの公知の運動が非常に小さくとどまってい
るように配置された推進手段６Ａと６Ｂと、全体的参照
数字７で示された興とＰＡＩｒの航空力学的制御手段と
の集合体とを含んでいる。参照番号８は投捨５ｆ能ｆＭ
Ｎ！助ロケットのこの場合は広けらるようになっている
安定器である。

１１イル用のこの新しい側方加速制御方法は、どんな命
令でも、大きな振幅のものに対してさえも、非常′に短
い応答時間を獲得することを得させる。従って、それは
、高度の側方加速可能性を有する航空力学的制御装置と
、重心に近接して通り、適度の側方加速可能性があるが
、非常＜６答時間が短かい力制御装置との組合せから結
果する。

そうした組合せは下εの方程式を特徴としてここに、 Ｏｇ　　−案内司令 Ｆ（ｐ３　ｗ　ｐ工ｒ移送調数 Ｇｔｐ）冨ＰＡ？移送関係 ［・ＸＷ　ミサイルにより施行された総加速「１；Ｐ工
Ｆ加速 「２　＝　ｐｈｉ加速 そして、この方程式の応用によって実施される。

第４図は、主特性、即ち、速度Ｖ、側方加速可能性に及
び走行された距１１Ｘｔ−ｔサイルの飛行の連続的進行
の関数をして、それの運転の種々の様相に従って、下記
に夫々規定される相■。

１．１．ｆｆ及びＶに分けて略図的に表しているニーＯ
ｔｌ：混成体１＋２の垂直発射（第１相）、混成体の放
シ出しく第１相） −ｔｌ　　ｔ２：第鳳相：加遮器２を点火して加速、 −ｔ２　　ｔ３：第■相：　Ｐ工１ｉ’　−ＰＡｒＫテ
制御されるミサイル１５重心は実用上、静止的、−１３
−争：ＩＩマ相：　ｐａｒのみにて制御されるミサイル
ｌ。

今、第４図Ｋｔ！Ａ白に現れていることは、ミサイル１
が、従来の対象物に加えて、最良の既知の行為、すなわ
ち、掠め飛び１＆は急降下での襲撃の可能性、高度の策
職機動性かあるいは無作為の切シ抜けをすることｔ−持
つ所の対象物、従って、最も検出に失敗し易い対象物を
破壊するのにａての遂行手段を所有することが、第■相
（ｔ２ｔ３）の闇に肝要である・ また、第４図からは、ＰＡＮ’制御のせいで、ミサイル
ｌは、ｔ３１に越えて、第Ｖ相の間に、もつと遠隔の従
来標的を襲撃することがＥＴ能になって居ることが判る
。

これは、第２及び３図に描かれていて、そこでは、夫々
、高性能の対象物１０がｌ１ｆｆ相（第２図）の闇に襲
撃されて居９、或いは、より低性能だが、しかしより遠
い対象物たるヘリコプタ−１３１九は航空機１２が第Ｖ
相（第３図）の間に襲撃されていることが夫々、見られ
る。

対象物１２または１３は第Ｎ相の闇ではなおさら破壊さ
れるだろうことＦｉ明白である・本発明の実施態様の第
一の形（第２図）によると、第１相で垂直発進とひつく
り返しとを行う兵器装置では、ミサイルと点火してない
補助ロケットとの混成体１＋２は、場所１１がら。

例えば、発進管１１Ｂと組合されているガス発生器によ
って、毎秒数拾米の程度の速度で発射される・ そうした垂直発進（第１相〕の十分の数秒後に、第一の
ＰＩＦ力制御段階が開始され、それによって、第１相で
、該集合体のひつくりがえしか拾分の二、三稜で実現さ
れうるようになる。

第厘相では、補助ロケツＦが点火され、ミサイルの加速
をひきおこして一約１０００ｍ／ｓｔでにする。

補助ロケットの燃焼の終りＫＦｉ、重心は実際上固定さ
れて層り、本件の場合、補助ロケットが投捨喋れる。

これら第１及び第厘相の闇、自＃１Ｉｌｌ導弾頭は標的
ｌＯに対する裸管を始め、加速柏原の終末の前のねらい
付けの場合には、電サイルの配向の第一補正をその時、
ＰＸＩＫよって実現する。

最後ＫｆｌｉＷ相では％ミサイルｌはその時、朧かに加
速され九高速を存し、またＰＩＦ　−ＰＡＮ’自動パイ
ロットで制御されていて、欠配のことを行う・ −もしも自動誘導弾頭がまだ係合していなかったならば
、中間コース相叉新が水上艦艇１１の如き発進場所から
行われる、 −もしも自動誘導弾頭が係合されているならば、標的ｌ
Ｏの方向にそれの比例的航行が行われる。

非常に低い高度にある標的ｌＯの場合には、当直面に於
ける軌道Ｆｉ儀かな飛び込み角度をつけて行われ、例え
ば海上でのイメージ効果の如き、或、ありうる効果を防
ぐようにする。

ミサイルの制御は欠配の如くにして確実化さ垂直発射の
後での自由飛行の検分の数秒後に、ミサイＡ／Ｆｉミ様
相の操作を有する自助パイロットにより制御される。

傾斜及び加速相の間、混収体１＋２の制御を心がけてい
る第一様相によると、振れと縦ゆれ制御はＰＩｌ’のｍ
能作用の第一レベル、すなわち、重心に対し喰い違いに
なった該Ｐ工ｒ装置の作用で行われる。

巡航制御である第二様相では、自動的嵌れ及び縦ゆれパ
イロットは高力学的性能の側方加速サーボ制御である。

それは、検分の数秒程度の時定数を有するＰＡＩｒ型の
従来の航空力学的パイロットと、ＰＩＦ型の力制御で、
重心は今度は実用上静止して居り、それの応答時間は非
常に短かく、６分の−の程度のものであるものとを本発
明により組合わせたものから成る。

かくして、本発明によれば、次の如きものが得られる。

一５０ｇ程度の高策戦４Ｉ＃性、これはＰＡＦよりの高
度な策戦機紡性可能性とＰＸＹ力制御のそれとの加え合
せに、非常に短い応答時間が組合さったもので、百分の
一秒台であり、そしてこれは使用の範囲全体に渉ってい
る 一自動パイロットを＊＊するような典型的な司令に対し
、ＰＩＦのものに近い応答時間。

好ましい梨の組合せを規定することによって、自己案内
の問題によく適合した概念を以下に述べることが５ｆ能
である。

もし、下記の如くに示すと、 一〇ｇ＝案内司令（ｍ／８２　） −ｉｔ’（ｐｉ　＝　ＰＸ？移送関数 −［１＝ＰＩＦにより実現された加速 −Ｇ（ｐ）　＝　ＰＡＩｒ移送関゛数 −［２ｓ＝ＰＡ］ｉＦにより実現された加速−ｒｅ工＝
電ナイルによシ実現され九全加速″そうすると、直線区
域での移送関数は次εの如くに書ける： 「ｅｘ −＝　ｒ（ｐ）　＋　Ｇｉｐ）　−Ｆ（ｐ）−Ｇφ）０
ｇ それから、例示的な具合に次式を入れると、Ｐ工Ｉｒ　
−ＰＡＰパイロットの移送関数は、となる・ かくして、パイロットの応答時間は、それの成分のもの
よりも髄かに低いが、しかし、他方、最も速いものに充
分と接していることが示され得る。

換館すると、ＰＩＦは、ＰＡ］ｒの実施誤差に対しての
副尺として物理的に機能するということと、一定し九司
令の存在に於て、かつ、ＰＡＦの応答時間に等しい遅延
後に、新しい活動を迅速に施行するのＫＰｘＮ′が全く
有効なものであることとが判る。

ＰＩＦ装置を停めた後での自由飛行制御に相当する第゛
ミの様相は、従来の型の様相になる・ｐＩｙ装置は後に
再活性化できる。

本来の案内は、中間コース寮内と端末自動誘導寮内とか
ら改っている。

中間コース寮内は慣性的で、中′央からの情報で行われ
、多分、毎秒、飛行中に更新されるものであシ、ま、九
、例えば、ストラップ降し型の慣性装置からのデータで
ある・ それは、二つの段階から成り、傾斜段階で、それの闇に
は、Ｐ工ｒ装置に監視されて、高度のサーボ制御が実現
されるものと、加速段階で、それの闇には、常にＰＩＦ
装置によシ、監視されているミサイルが、現在標的と未
来標的との間の中間点に向けられているものとから成っ
ている＠自＃誘導相は加速器を放つと直ぐ始まり、これ
には約０．１秒ｔ−要する・案内法則は純粋に比例的な
航行で、約４の係数を存し、航行飛行相でのミサイルの
減速の補正付きである・４１１５図によると、ブロック
図で、ミサイＩｎ／　１９に対する一つの可能な制御Ｐ
ＩＦ　−ＰＡＩｉ’装置を表しである・それは下記のも
のから収っている・−従来の側方加速航空力学的パイロ
ットで覇１８及び積分１／ｐ（ｐＦｉラプラスの記号で
ある）とから成るもの、 −ｐＨＰ　１７と呼ばれる力制御装置で、ジェットの偏
向器、−撃器一一一一一の如き低応答時間付きのもので
、それの制御装置１６のあるもの、 −Ｐ工ｒ挙動のりミュレータ−１５で、１６゜１８．２
０からの情報と、もしもｃｒｔがガス推進装置を九は発
生器を使用するＰＩＦであるならば圧力センサ１４から
の情報と４舅けうるｔの。

モデル１５からの出力で増大された案内司令は、航空力
学的パイロットへの入力へ加えられる。航空力学的パイ
ロットのサーボＩＩＪ御誤差は、ＰＩＦ制御用の装置１
６の入力とそれの優能シミュレータ１５の双方へ加えら
れる・ −換言すると、Ｐ工ｌｉ′はＰＡ］ｉ’の誤差に関して
の副尺として働き、それによって策戦柵励り能性を有す
る包括的な装置が得られるように出来るようになシ、こ
の可能性は、その中の部分的装置の各個の夫々の策職１
１＃可能性の加算であシ、それの応答時間は、それの最
も速い部分的装置、の応答時ｒ４に近いものである。

本装置は、水上艦艇の自主的保護ｔ−ａｉ夷ならしむる
べき兵器装置内に実現しうろことは理解されよう０ 本発明ｒｉまた、静止、可納ないし半ｑ幼いずれにせよ
、何等かの発進台座を含むどんな他の兵器装置にも応用
されうるだろう。

本発明は実施態様の既述の形に制限されるものではなく
、特ｆｆ１ｌＩ末の範囲に規定された物に入りうる如何
なる変形をも包含しうるものである。

【図面の簡単な説明】

第１図はミサイルの航空力学的ＰＡ１ｒ１制御手段、そ
れのＰＩＦ力制御手段、及び今度の場合は投捨〇Ｔ１！
＠になっている補助ロケット等を示している略図である
。 第２図は、兵器装置ＢＡＨにより、非常に高度の策戦橿
紡性を有する速い標的の阻止の展１！！を示している略
図である。 第３図は従来の標的の阻止を示す略図である・４４図は
標的の阻止の間の８ＡＩ−１ザイルの行為を表す曲線を
示す。 第５１ｉ！ｉ［ＰＩｌｉ’　−ＰＡ］ｉ’自動ノ（イロ
ットの実現を例示的に示すブロック線図である。 ティアル ％１１ｒτ 手続補正書 昭和♂７年タ月　２日 特許庁士官　島田春樹　殿 制御）六 ３、補正をする者 事件との関係　＊”−４１ＱΔｐ人 ４、代理人

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、　ミサイル用のものであり、大振幅の司令にさえも
   非常に低い応答時間を得られうるようにするものであっ
   て、王妃のものを組合せにして含んで居り、 −ＰＡＴと呼ばれる航空力学的制御装置で、大なる側方
   加速可能性を有するものと、 −ＰＩＦと呼ばれる重心に近接している力制御装置で、
   適度の側方加速可能性を有するが、しかし、非常に短い
   応答時間のもの； 該組合せは、司令へのそれの縮体的応答が王妃の式で与
   えられるようになっていて、その中で、 Ｏｇ　　−案内司穐 １ｉＪ　（ｐ）　＝　？Ｘ’ｆ移送関数Ｇψ）＝ｐ＊ｉ
   ’移送関数 ［・ｚｘｘ　ミサイルによシ実現された縮体加速［１＝
   　ｐｚｒ加速 「２−　ＰＡＩＩ’加速　　　　　　　　であり、また
   、航空力学的自動バイロワ）Ｇｔｐ）Ｏｇの普通の応答
   が識別でき、これに、ＰＡＩｒの誤差（１−Ｇｉｐ））
   ０ｇ上に働らくＰＩＦの応答１’（１−Ｇ）　Ｏｇが加
   えて、また一定の司令の存在に於て、かつ、Ｐｉｅｒの
   応答時間に等しい遅延後に、ＰＩＦが新しい行動ｔ−実
   現するように完全に得られるような具合に加っていると
   ころの側方加速制御方法。 ２、−ミサイルを発射するための垂直噴出手段と、 一カ制御Ｐ工Ｆｔ−正常操作に持って行く手段で、それ
   によって、補助ロケットの完全燃焼のｍに、重心の位置
   の喰い這いのせいによりひつくり返しを可能ならしめる
   ものと、 −そうした相の闇、ＰＩＦ装置により制御されている電
   サイルを加速せしめる丸めの手段と、−標的を追跡する
   手段で、加速相の終りの前に、ねらい付けする場合に、
   ミサイルの配向ノ第−儲正をＰＸｒ　ｆ通して生じさせ
   るものと、−ＰＩＦ　−ＰＡＦ制御用手段で、 ・もしも自＃誘導弾１ｍが、ねらい付けられなかった場
   合に、更新される中間コースの相と、・ＰＩＦ　−ＰＡ
   Ｆ制ａｔ−使用し、少くとも該標的に近接した標的の方
   向への寮内装置、七から成るところの兵！！１装置へ特
   許ａｔ求の範囲第１項記載の方法を適用する丸めの装置
   。 ３、航空力学的制御値ＰＡ］ｉ’と力制御装置ＰＩＦと
   が、王妃の装置、 一側方加逮ｔ−制御する従来式の航空力学的パイロット
   で、例えば、加速度計、ジャイロ計及び積分装置を含ん
   でいるものと、 −短い応答時間付きのカパイロットとその制御装置と。 一カパイロット挙動のＶミュレーターで、力制御装置か
   らと、ジャイロ計からと、加速度針からと、十ンサーか
   らとの情報を受けることができるもの、とを含んで居り
   、 をつけ増大し九案内司令が航空カ宇的パイロットの入力
   に加えられ、航空カ宇的パイロットのサーボ制御Ｉ１４
   差がｐｒｒ装置の制御装置と、それの機能をするシミュ
   レータとの双方の入力へと加えられる具合になっている
   ところの特ｅ請求のａ−１１１項の方法の適用の為の制
   御装置。