JPS6141900A - 空中目標物の迎撃方法 - 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】 〈産業上の利用分野〉 この発明は、敵の攻撃用の空中標的、たとえばミサイノ
呟航空磯などを完全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。

く従来技術〉 敵方の空中標的、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、標的の近距離に接近し
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ッターを
標的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、その結果として徳行性能が悪くなる。攻
撃用ミサイルは元来、きわめて操行性に冨むように作ら
れているから防禦用ミサイルはそれと同等程度の操行能
力をもっていなければならない。

操行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
から比較的小量の爆薬によってスプリッターの雨を標的
の弱点部分に狙いをつけて標的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
ッターが−緒になって標的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、爆発が起るとすべてスプ
リッターはミサイルの軸に対しほぼ一定の角度の軌道を
たどって飛用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＜（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）しかもその操行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
て操行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。

〈発明が解決しようとする問題点〉 ところが、いかにして標的の弱点部分を促えるかという
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。

この発明は、最初に述べた従来の方法を解決することを
第１の目的とし、第２に、標的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ッターを飛散させるよ
うにした方式を提供することを目的としている。

空中標的物の弱い部分とは、たとえば、翼と水平尾翼と
の間の胴部分などである。

く問題点を解決するための手段〉 この発明の方法は、コンピューターと、母体ミサイルの
速度Ｖｅを計算するｍｉのプロセスと、標的のミサイル
に対する相対速度■８を計算する第２のプロセスと、同
ミサイルの長細と前記相対速度との間の角度を計算する
第３のプロセスと、標的の一端部を時間的に検知する第
４のプロセスとからなり、コンピューターによって前記
検知時間からカウントダウンしながらその終期にミサイ
ルを爆破させスプリッターを飛散させるようにし、この
場合遅延時間はミサイルが標的を捉えた時の実パラメー
タの関数として計算し、現案には前記第４のプロセスで
検知した標的の端部から標的の長さに相当するようにし
ている。

く作　用〉 母体ミサイル内の爆薬の破裂によってスプリッターは標
的の所定の弱い部分に到達する。前記した期間が零また
は負の場合には発射は即刻性われることになる。

冒頭に述べた従来方法では標的を検知して後一定時間遅
らせて爆発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標的の想定速度と、防禦用ミサ
イルによってこれら行われようとしている標的の破壊の
型（たとば、標的の前方または後方から）とを考慮して
算出されている。

他方、この発明によれば、この遅延時開は標的捕捉時の
諸要素の関数として決定される。

前記した第１、第２、第３の手段は好ましくは、その情
報を絶えず送るようにし、コンピューターによって絶え
ず期間の計算を行って第４の手段によって計算された検
知時点から期間の最終値までカウントダウンして得た一
連の計算値を提供するようにしている。

〈実　施　例〉 コンピューターは次の公式によって期間を計算する。

Ｔは第４の手段により検知された標的の一端部の検知の
瞬間からカットダウンした期間で、その終期にミサイル
が爆発したスプリッターが標的の所定箇所に到達する。

ｄはミサイルの第４の検知手段のある中心Ｆから爆薬充
填部の中心Ｃ開のミサイルのＸ−Ｘ軸方向の距離。

Ｑｏは標的に固有の常数で一つの長さについて一定であ
る。

Ｖｅはミサイルの速度 ■Ｒは標的のミサイルに対する相対的速度りは、ミサイ
ルの軸と■Ｒとの間の角度コンピューターは、期ｉＴ、
の終了時開にミサイル発射信号を畠すに際して、固有の
遅延期間Ｔｏによって期間Ｔを修正する場合がある。

コンピューターに常数ｌｏを入力するために常数を表示
する手段を備えてもよい、この表示手段はミサイル発射
時点に手動により表示する。この表示手段にミサイルに
搭載される型または地上に常置される型のいずれのか標
的の自動Ｈ識手段の一部として形成される。

標的にきわめて近い瞬間において、すなわち、ミサイル
と標的とが同一垂直面を飛行する時■３は零となり、Ｄ
は９０°　となる。このようにして爆発の時点Ｔ、の計
算上の遅延時間は重要となり、Ｖｅ、■Ｒ及びＤの測定
は標的捕捉前に完了していることが必要である。Ｔ１は
■２やＤに比して長ても短かくても許されず、ミサイル
や標的の加速度と無関係の実数でなければならない。

前記したコンピューターが遅延時間ｔの計算を行う必要
があるが、この遅延時間はＶｅ、■λ及びＤの計算の瞬
間からカウトダウンされ、前記第４の手段が標的の一端
部を検知するや否や、カウントダウンの終期からミサイ
ル発射の遅延時開Ｔ、のカウントダウンを開始する。

実際にはＶｅ、ＶＨＩ、Ｄは測定され、時間ｔにより調
整される割合を決める計算がされ、遅延時間Ｔ、は周期
的に更新されて標的の検知に備えられる。

補足的な遅延時間りは、■Ｒの平方根の逆数に比例する
が、この値はコンピューターにより計算される。

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、爆発の遅延時間の始期を決
める＄２の回路と、この遅延期間のための第３の回路と
を有している。このようなコビューターは少なくとも一
部分はマイクロプロセッサ−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標的の検知と誘導とのための装置で
、防禦用ミサイル２と通常一体となっている。敵の攻撃
標的（ミサイル、航空機、ヘリコプタ−等）が装置１に
より検知されると、コンピューターとレーダーとにより
標的３捕促のタイミングや状態が決定される。　標的が
捕捉されると、装置１は標的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
共働するようになっている。エレクトロニクスによる誘
導装置４と慣性ユニット５′を備えた誘導へラド５とを
有している。ミサイル２は先ず装置１と搭載されている
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は標的３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が十分標的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標的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ｎは第４図、第Ｓ
図の図に対応する。しかし、第６図、第７図に示すよう
に標的の後方から攻撃をかけることも可能である。

斉ミサイル２の構成を概説すると、符号８は検知ヘッド
を示し、検知波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、頂角Ａを有している。符号１
０は弾頭でミサイルの長軸Ｘ−Ｘと交わる軸周りの周面
上にスプリッターを発射する。前記Ｘ−Ｘ袖に対し角度
１３をなしている。

符号１２は誘導へラド５のフレーム上に設けた角度フー
グ１２である。符号１３はエレクトロニクスによる充填
爆薬庫１０に対する制御装置である。

標的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部分で爆発させスプリッタ
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、検知へラド８により標
的３を検知してから標的３の先端１！ｌ５Ｉｓから距ａ
ρの所にある弱点部分１４に飛散したスプリッターが到
達するように爆薬部１０の爆発を遅らせる遅延時間Ｔを
決定することである。

エレクトロニクス装置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、検知へラド８による標的
３の検知遅れがある。したがって、爆発遅延時間Ｔは爆
薬１０及び検知ヘッド８とに固有の、かつ、爆発実行指
令と爆発間の遅れ及び検知ヘッド８による標的検知の遅
れとに相等する時間Ｔｏ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間は遅延時間を考慮す
る必要がある。

Ｔジ＝Ｔ−Ｔ。

標的先端部１５と弱い部分１４距ｇＩＱを計算によって
算定する場合には、次のパラメーターを考慮することが
最低必要である。

防禦ミサイル２の速度■ 標的３の速度■８ ミサイルの速度方向に対する標的３の速度方向の角度Ｐ
（第５、第７図） 検知へラド８の検知波９による標的先端部１５の検知か
ら爆薬部４０の爆発までの時間Ｔ曲面１１に沿って発射
されるスプリッターの速度Ｖｉ ミサイル２のＸ−Ｘ軸に対する曲面１１の角度ミサイル
２のＸ−χ軸に対する検知波９の角度爆薬物１０の中心
Ｃと検知へラド８の中心Ｆ間のｘ−ｘ軸に沿った距離ｄ 検知へラド８によって検知された標的３先端部１５のミ
サイルのＸ−ｘ軸に対する位置り 前記先端部１５のＶｅと１日に共通の垂直方向Ｈ−１−
１に対する位置角度ａ（第４、第５図の場合ａ＝９０’
） 検知へラド８により標的先端部１５が検知されｔこ時点
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、Ｔはρが予め一定の値を持っていることから計
算できる。そこで理論的には標的の弱い部分１４にスプ
リッターを到達させることはできる。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などはミサイル２の上で実
測により知ることができるが、ｈやａはそうした手段で
は知ることはできない。

この発明はかかる問題を解決した６ 本発明では前記１０個のパラメーターの関数であるジを
下記の式によって表わされることを発見した。

ジ＝Ｑｏ＋Ｄρ汁Ｄρ２ ＱＯは常数でパラメーターＶｅ、ＶＢ、Ｐとは独豆して
いる。ρ０は標的３に固有のものである。

検知誘導装置１が標的３をごく僅かでも促えると、標的
の型式が判明し、そこでコンピューター１３にその標的
３に固有のＱ、値をアドレスする。標的３が異なる毎に
異なったＱｏ値が装置１にメモリされる。各型式毎に前
方攻撃用のρΩ値、後方攻撃用のβ０値もあわせメモリ
できる。ミサイル２は標的３の型式を検知する手段と、
常数ｐｏとなる値を決める手段とを有している。

ここにおいて次の式が成り立つ。

Ｄｇ、　　＝±ＶＢ−ｔｅ ｔｅはスプリッターが標的の所定箇所１４に到達するに
要する時間、十記号は標的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。装置１に
は攻撃の型、すなわち前方からか後方からかについてメ
モリしであるからコンピューター１３に信号を送ること
ができる。　ｔｅはり、ａ、Ｔの関数である。

ＤＱｚはパラメーターｂとａによる長さの変数である。

ρ０、Ｄρ、及びＤｇ２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
者により自由に決ら八るものばかりだからである。

攻撃が標的の前方から行われる（第４、第５図）場合。

攻撃が標的の後方から行われる（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
Ｄρ２の値はジ０やＤｇ１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、時開Ｔが関係式
（２１）及び（２□）に応じて決められ、攻撃の直接目
標である標的の弱い部分１４は先端部１５から次の式に
よって決められる。

（３）　　　Ｑ＝　　Ｑｏ＋ＶＢ　４ｅしたがって、検
知へラド８によってカバーされる範囲の直径及び標的破
壊の程度の関数としてスプリッターの飛行の最大時間ｔ
Ｍが決められ、標的の狙をつけた箇所への到達の確率は
高いものとなる。

時間Ｔはミサイル２が飛行中に計算される。第５、第７
図に示すよるに次式が成立する。

ＶＲｃｏｓ　Ｄ＝Ｖｅ＋ＶＢ　　ｃｏｓ　ＰＶＢ　　ｓ
ｉｎ　Ｄ＝ＶＢ　　ｓｉｎ　Ｐ■Ｒは標的３のミサイル
２に対する相対速度、ＤはＶｅと前記相対速度■Ｒとの
間の角度である。

したがって、 時間Ｔは三つの変数ＶＩ２、Ｖｅ及びＤだけで決まる。

というのはｄは設計上、またＱｏは所定のものとして値
は一定であるからである。

■２は誘導ヘッド５から導き出される。誘導ヘッドとし
ては、たとえば、ドツプラー効果し−グなどが用いられ
る。相対速度■Ｒはミサイル２が動き出してからのデー
タであり、誘導ヘッド５によってミサイルが標的との相
対性のある飛行を行う上に必要なデータである。

Ｖｅはいろいろの方法、たとえば、誘導へ７ド５の慣性
ユニット５′か呟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。

角度りは誘導ヘッド５上の角度コーグ１２により求めら
れる。この種コーダは、標的３が誘導へ７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（ＰｔＳ１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
○はＯ′にあり、その結果スプリッター１１は所定の箇
所１４に到達する。

第８図はエレクトロニクス装置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
２個のクロックパルス発生器１９．２０がある。同パル
スは夫々ＣＩ％Ｃ２の速さで発生される。

回路１６は測定の制御を行い、計算を実効化する。カウ
ンター７によって爆発の遅延時間が始まる時点が決めら
れ、カウンター８によって遅延時開は進行する。

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１つ、カウンター７
に接続され、同様に入力端子２４、出力端子２５はセン
サー５、Ｓ’、１２に接続されている。

入力端子２６．２７．２８は大々バラ／−タＱｏ、ｄ　
、Ｔｏのためのものである０次の条件が満たされた時回
路は作動される。

誘動へラド５は入力端子２１に、同ヘッドが現在作動中
であり、標的３を捕捉したことを示す信号を印加する。

入力端子２２にクロックパルス発生器１９のパルスが入
る。

回路１７により入力端子２３に測定の委任の指令が入る
。

回路１６に引続き作動する。

センサー５．５′及び１２により入力端子２４を介して
Ｖｅ　、ＶＲ及びＤを読む。

爆発の遅延時間Ｔ、と補助遅延時開りの計算を行う。

遅延時間りをカウンタ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。

遅延時間Ｔ１をメモリする。

にセットされる。カウンタ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はタロツクパルス　発生器１９からのパル
ス毎に１つづつ力ウトグウンされる。零になった時、次
の繰作が開始される。

カウンタ１８の始動。

カウンタ１８に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
。

カウンタ１８はカンウタ１７によってパルス数ミサイル
の検知へラド８が標的３を検知するやクロックパルス発
生器２０のパルス１個分づつカウントダウンされ、回路
３２によりカウンタ１８にその旨の指示を送る。カウン
ト数が零になると爆薬部１０は爆発される。

入力端子２３による測定指令信号は誘導へラド５の発射
の瞬間または飛行中に発せられる。

万一誘導へラド５が標的３を見失ったとしても、この発
明方法ではＴの最終の値を保存していることは注目に値
する。もし、Ｔの計算が零になれば、爆発は標的３が検
知へラド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〉 空中標的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ッターの雨を狙をつけた標
的の箇所に浴びることにより有効確実に標的の全面的破
壊を行うことができる。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
の操行性能は向上する。特に防禦用ミサイルは操行性の
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
行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。

【図面の簡単な説明】

＠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
サイルによって標的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図は標的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図は標的の後方から攻撃する状態の説明図、第７
図は第６図の各速度のベクトル表示、第８図はミサイル
に搭Ｈ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・
・・標的、　　４・・・誘導装置、　　５・・・誘導ヘ
ッド８・・・検知ヘッド、　　９・・・検知波。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、空中の標的の近辺でミサイルに搭載の爆薬部を爆発
   させ多数のスプリッターを飛散させることにより同標的
   を完全に破壊するようにした迎撃方法において、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、標
   的のミサイルに対する相対速度Ｖ＿Ｒを求める第２のプ
   ロセスと、ミサイルの長袖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、標的の一端部を検知する
   第４のプロセスにより求められた数値をコンピューター
   処理によって、標的を前記第４のプロセスにより標的を
   検知した時点からの期間をカウントダウンしてその終期
   に爆薬を爆発させるようにした空中標的物の迎撃方法 ２、第１、第２、第３のプロセスは各々の情報を連続し
   て送り、またコンピューターは期間の計算を連続して行
   うことにより一連の値を出し、他方第４のプロセスによ
   る標的の一つの検知の瞬間から一つ前の検知時点からの
   期間の最終値を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項記載の空中標的物の迎撃方法 ３、コンピューターによる期間Ｔの計算が次の公式によ
   り行われること、すなわち、 Ｐ＝（ｄ＋｜ｌｏｃｏｓＰ｜）／（Ｖ＿ＲｃｏｓＤ）ａ
   ｎｄｔｇＰ＝（Ｖ＿ＲｓｉｎＤ）／（Ｖ＿ＲｃｏｓＤ−
   Ｖｅ）この場合、Ｔは第４のプロセスにより標的 の一端を検知した時点からカウントダウンされ、その終
   了時点に爆薬部を爆発させてスプリッターを標的の所定
   箇所に到着させるための期間であり、ｄは、ミサイルの
   第４のプロセスである検知を行う部位の中心下から爆薬
   部の中心Ｏまでのミサイルの長袖Ｘ−Ｘに沿った距離で
   あり、ｌｏは標的に固有の常数で、一つの長さについて
   一定である。またＶｅはミサイルの速度、Ｖ＿Ｒは標的
   のミサイルに対する相対速度、Ｄはミサイルの軸と速度
   Ｖ＿Ｒとの間の角度であることを特徴とする特許請求の
   範囲囲第１項記載の空中標的物の迎撃方法 ４、コンピューター及び標的検知プロセスの両方または
   そのいずれかが、爆薬部の爆発と標的の検知とに固有の
   遅延時間を含んでおり、この場合、これら遅延時間の合
   計がＴ＿０に等しくなったとき、コンピューターにより
   期間Ｔ＿１の終了時点に爆発実行の指示を爆薬部に送る
   ものとし、ただし、Ｔ＿１はその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Ｔと遅延期間Ｔ＿０
   との差に等しいことを特徴とする特許請求の範囲第１項
   記載の空中標的物の迎撃方法 ５、標的の型式を認識し、常数ｌｏを得るプロセスを含
   む特許請求の範囲第３項記載の空中標的物の迎撃方法 ６、所定の時点に適用される期間ＴまたはＴ＿１の値が
   ミサイルの速度Ｖｅ、標的とミサイルの相対速度Ｖ、角
   度Ｄとの測定を基礎に計算し、コンピューターによって
   、前記測定の時点からカウントダウンされ、標的が検知
   されるや否やその終期に爆発のための遅延期間（Ｔまた
   はＴｌ）のカウントダウンが開始される追加的遅延時間
   をを計算することを特徴とする特許請求の範囲第２項記
   載の空中標的物の迎撃方法 ７、追加的遅延時間をがコンピューターにより計算され
   、標的とミサイルの相対速度Ｖの平方根の逆数に正比例
   としていることを特徴とする特許請求の範囲第６項記載
   の空中標的物の迎撃方法 ８、コンピューターシステム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、遅延期間（Ｔま
   たはＴ＿１）の始期を決める第２の回路と、遅延期間（
   ＴまたはＴ＿１）の開　。 始を行うための第３の回路とからなる特許請求の範囲第
   ６項記載の空中標的物の迎撃方法