| 【発明の名称】 |
有翼飛しょう体 |
| 【発明者】 |
【氏名】新井 修
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| 【要約】 |
【課題】展開主翼が装備されている有翼飛しょう体は、ターゲット防空圏内に突入した場合、レーダ反射面積が大きいため迎撃される確率が高い。
【解決手段】ターゲット防空圏内に突入した際、展開主翼を収納することによりレーダ反射面積を小さくする。 |
【特許請求の範囲】
【請求項１】 母機からの出力である慣性座標系比例航法加速度コマンドを舵角コマンドに変換するオートパイロット部と、前記舵角コマンドを操舵装置の入力に合う舵角コマンドに変換するフィンミキシング部と、この変換された舵角コマンドにより操舵し、舵角を出力する操舵装置部と、この操舵装置部から出力された舵角出力により、横加速度及び角速度を発生する操舵翼および開閉可能な主翼を有する機体と、その機体の横加速度及び角速度である慣性座標系角速度センサ出力、慣性座標系加速度センサ出力を検出するとともに、その慣性座標系角速度センサ出力、慣性座標系加速度センサ出力を積分して機体の速度と高度を計算する慣性装置部と、その慣性装置部の出力である慣性座標系角速度センサ出力、慣性座標系加速度センサ出力と、前記慣性装置部で出力された高度、速度、動圧補償計算部のメモリに格納された空力係数、質量、慣性モーメントより、オートパイロット部のオートパイロットゲインを計算する動圧補償計算部と、母機から機体を切り離されたことを知らせる投下信号により前記主翼を展開し、前記慣性装置から出力される速度を積分した距離情報により前記主翼を収納する主翼開閉装置とを具備した有翼飛しょう体。
【請求項２】 母機から機体を切り離されたことを知らせる投下信号により主翼を展開する主翼展開装置と、この主翼展開装置により展開する主翼と、慣性装置から出力される速度を積分した距離情報により主翼を切り離す主翼分離装置を具備した有翼飛しょう体。
【請求項３】 遅延炸薬とチャフを内蔵した主翼を具備し、主翼分離装置により分離後前記主翼に内蔵された遅延炸薬を用いてチャフを散布できることを特徴とする請求項２に記述の有翼飛しょう体。
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【発明の詳細な説明】【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、主翼を展開収納または切り離せることを特徴とする有翼飛しょう体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図４は従来の有翼飛しょう体の機能を示すブロック線図である。１は、慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１を計算し出力する母機、２は舵角コマンドＳ２を加速度コマンドＳ１から得るオートパイロット部、３は舵角コマンドＳ２から舵角指令Ｓ３に変換するフィンミキシング部、４は舵角指令Ｓ３を入力とし、それに応じて舵を切り、操作量Ｓ４を出力する操舵装置部、５はその操作量により応答し舵角出力Ｓ５を出力する操舵翼、９は母機から分離した際出力される投下信号Ｓ１２を受け主翼１０を展開する主翼展開装置、１０はその主翼展開装置の出力であるＳ１３を受け展開できる主翼、６はその操作翼５と主翼１０が備えられ加速度、角速度Ｓ６を発生する機体、７は角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８、及び角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８を積分して得られる速度Ｓ９、高度Ｓ１０を検出する慣性装置、８は慣性装置７で検出された速度Ｓ９、高度Ｓ１０より内部のメモリに格納された空力係数、質量、慣性モーメントより、オートパイロット部のオートパイロットゲインＳ１１を計算する動圧補償計算部であり、オートパイロットゲインＳ１１と角速度センサ出力Ｓ７と加速度センサ出力Ｓ８は、オートパイロット計算部２の入力へフィードバックされる。
【０００３】次に動作について説明する。母機１において、慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１を計算し、その慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１の入力により、オートパイロット部２にて舵角コマンドＳ２を計算する。舵角コマンドＳ２が３のフィンミキシング部に入力され、フィンミキシング部では各操舵装置部４に適した操舵指令Ｓ３に変換される。各操舵装置部４では、各操舵翼５に対し操舵量Ｓ４を出力し、操舵翼５を操舵する。操舵翼５は機体６に取り付けられており、舵角出力Ｓ５を出力することにより、機体６に横加速度Ｓ６を発生させる。また、母機１から機体６が投下された場合、母機１より投下信号Ｓ１２が出力され、主翼展開装置９から展開指令Ｓ１３が出力される。展開指令Ｓ１３により、主翼１０は揚力Ｓ１４を出力し、機体６の揚力を増加させる。慣性装置７に横加速度Ｓ６を入力することにより、角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８、及び角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８を積分して得られる速度Ｓ９、高度Ｓ１０を出力する。動圧補償計算部８は、速度Ｓ９、高度Ｓ１０からオートパイロットゲインＳ１１を計算し、オートパイロットゲインＳ１１へフィードバックさせる。さらに慣性装置７より出力している角速度センサ出力Ｓ７と加速度センサ出力Ｓ８もオートパイロット計算部２へフィードバックされる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の有翼飛しょう体では、目標の防空圏に到達した際、射程延伸に用いていた主翼の投影面積が大きいため相手のレーダにより捕らえられやすくなってしまう。結果、相手側に迎撃装置による迎撃を容易なものにしてしまうという問題があった。
【０００５】この発明は、かかる問題点を解決するものであり、目標のレーダにおける防空圏（以下ターゲット防空圏と称する）に突入した際に、レーダ反射面積を小さくすることで被迎撃率を低減する有翼飛しょう体を得ることを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】第１の発明による有翼飛しょう体は、母機携行により高々度にて分離した後、主翼を展開し、ターゲット防空圏まで滑空し防空圏内においては、主翼を再び収納することによって、レーダ反射面積を小さくし、被迎撃率の低減を可能にしたものである。
【０００７】また、第２の発明による有翼飛しょう体は、母機携行により高々度にて分離した後、主翼を展開し、ターゲット防空圏まで滑空し防空圏内においては、主翼を切り離すことにより、レーダ反射面積を小さくし、被迎撃率の低減を可能にしたものである。
【０００８】また、第３の発明による有翼飛しょう体は、母機携行により高々度にて分離した後、主翼を展開し、ターゲット防空圏まで滑空し防空圏内においては、主翼を切り離し、さらに主翼に内蔵された遅延炸薬が主翼分離後爆発することにより、主翼内部に充填されたチャフを散布し、レーダ反射面積を小さくしかつチャフによる電波妨害を行い、被迎撃率の低減を可能にしたものである。
【０００９】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明の有翼飛しょう体の実施の形態１を示すブロック図である。１，２，３，４，５，６，７，８，１０は上記従来と同じものである。そして、１１は主翼展開装置である。
【００１０】図１において、母機１が慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１を計算し、その慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１の入力により、オートパイロット部２にて舵角コマンドＳ２を計算する。舵角コマンドＳ２が３のフィンミキシング部に入力され、フィンミキシング部では各操舵装置部４に適した操舵指令Ｓ３に変換される。各操舵装置部４では、各操舵翼５に対し操舵量Ｓ４を出力し、操舵翼５を操舵する。操舵翼５は機体６に取り付けられており、舵角出力Ｓ５を出力することにより、機体６に横加速度Ｓ６を発生させる。慣性装置７に横加速度Ｓ６を入力することにより、角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８、及び角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８を積分して得られる速度Ｓ９、高度Ｓ１０を出力する。動圧補償計算部８は、速度Ｓ９、高度Ｓ１０からオートパイロットゲインＳ１１を計算し、オートパイロットゲインＳ１１へフィードバックさせる。さらに慣性装置７より出力している角速度センサ出力Ｓ７と加速度センサ出力Ｓ８もオートパイロット計算部２へフィードバックされる。また、母機１から機体６が投下された際、母機１より投下信号Ｓ１２が出力され、主翼開閉装置１１から主翼操作量Ｓ１６が出力される。機体６の母機１からの投下直後、主翼は主翼操作量Ｓ１６により展開し、ターゲット防空圏付近まで滑空する。また、母機１はその搭載レーダにより目標までの距離を計測し、投下時に機体６の慣性装置７内のメモリに対してその情報を伝送する。目標との相対距離Ｓ１５が慣性装置７より入力され、ターゲット防空圏内に突入すると主翼開閉装置１１より主翼操作量Ｓ１６が出力され主翼１０を収納する。なお、慣性装置７は、速度Ｓ９を積分して母機１からの投下後の航続距離を算出し、この距離をメモリに格納された目標までの距離から差し引いて目標との相対距離Ｓ１５を算出する。また、主翼開閉装置１１は、この相対距離Ｓ１５と予め設定された目標の有するターゲット防空圏の半径（例えばレーダ覆域の距離）とを比較し、相対距離Ｓ１５がこの半径以下であるときに、主翼操作量Ｓ１６を出力する。
【００１１】実施の形態２．図２は、この発明の有翼飛しょう体の実施の形態２を示すブロック図である。１，２，３，４，５，６，７，８，９，１０は上記従来と同じものである。そして、１２は主翼分離装置である。
【００１２】図２において、母機１が慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１を計算し、その慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１の入力により、オートパイロット部２にて舵角コマンドＳ２を計算する。舵角コマンドＳ２が３のフィンミキシング部に入力され、フィンミキシング部では各操舵装置部４に適した操舵指令Ｓ３に変換される。各操舵装置部４では、各操舵翼５に対し操舵量Ｓ４を出力し、操舵翼５を操舵する。操舵翼５は機体６に取り付けられており、舵角出力Ｓ５を出力することにより、機体６に横加速度Ｓ６を発生させる。慣性装置７に横加速度Ｓ６を入力することにより、角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８、及び角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８を積分して得られる速度Ｓ９、高度Ｓ１０を出力する。動圧補償計算部８は、速度Ｓ９、高度Ｓ１０からオートパイロットゲインＳ１１を計算し、オートパイロットゲインＳ１１へフィードバックさせる。さらに慣性装置７より出力している角速度センサ出力Ｓ７と加速度センサ出力Ｓ８もオートパイロット計算部２へフィードバックされる。また、母機１から機体６が投下された際、母機１より投下信号Ｓ１２が出力され、主翼展開装置９から展開指令Ｓ１３が出力される。投下直後、展開指令Ｓ１３により展開し、ターゲット防空圏付近まで滑空する。相対距離Ｓ１５が慣性装置７より入力され、ターゲット防空圏内に突入すると主翼分離装置１２より主翼分離指令Ｓ１７が出力され主翼１０を分離する。
【００１３】実施の形態３．図３は、この発明の有翼飛しょう体の実施の形態３を示すブロック図である。１，２，３，４，５，６，７，８，９は上記従来と同じものである。そして、１２は主翼分離装置、１３は遅延炸薬付きチャフ内蔵主翼である。
【００１４】図３において、母機１が慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１を計算し、その慣性座標系比例航法加速度コマンドＳ１の入力により、オートパイロット部２にて舵角コマンドＳ２を計算する。舵角コマンドＳ２が３のフィンミキシング部に入力され、フィンミキシング部では各操舵装置部４に適した操舵指令Ｓ３に変換される。各操舵装置部４では、各操舵翼５に対し操舵量Ｓ４を出力し、操舵翼５を操舵する。操舵翼５は機体６に取り付けられており、舵角出力Ｓ５を出力することにより、機体６に横加速度Ｓ６を発生させる。慣性装置７に横加速度Ｓ６を入力することにより、角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８、及び角速度センサ出力Ｓ７、加速度センサ出力Ｓ８を積分して得られる速度Ｓ９、高度Ｓ１０を出力する。動圧補償計算部８は、速度Ｓ９、高度Ｓ１０からオートパイロットゲインＳ１１を計算し、オートパイロットゲインＳ１１へフィードバックさせる。さらに慣性装置７より出力している角速度センサ出力Ｓ７と加速度センサ出力Ｓ８もオートパイロット計算部２へフィードバックされる。また、母機１から機体６が投下された際、母機１より投下信号Ｓ１２が出力され、主翼展開装置９から展開指令Ｓ１３が出力される。投下直後、展開指令Ｓ１３により展開し、ターゲット防空圏付近まで滑空する。相対距離Ｓ１５が慣性装置７より入力され、ターゲット防空圏内に突入すると主翼分離装置１２より主翼分離指令Ｓ１７が出力され主翼１３を分離する。分離後、遅延炸薬により内蔵されたチャフを主翼内部から散布する。
【００１５】
【発明の効果】この発明は、以上に説明したように構成されているので、以下に記載されるような効果がある。
【００１６】第１の発明によれば、主翼を備えた有翼飛しょう体をターゲット防空圏より遠方にて投下し、滑空することで有翼飛しょう体をターゲット防空圏近傍に運び、ターゲット防空圏内では主翼を再び収納し、レーダ反射面積を極力小さく抑えることにより、被迎撃率を低減させ、撃破確率を向上させることが出来る。
【００１７】第２の発明によれば、主翼を備えた有翼飛しょう体をターゲット防空圏より遠方にて投下し、滑空することで有翼飛しょう体をターゲット防空圏近傍に運び、ターゲット防空圏内では主翼を切り離し、レーダ反射面積を極力小さく抑えることにより、被迎撃率を低減させ、撃破確率を向上させることが出来る。
【００１８】第３の発明によれば、主翼を備えた有翼飛しょう体をターゲット防空圏より遠方にて投下し、滑空することで有翼飛しょう体をターゲット防空圏近傍に運び、ターゲット防空圏内では主翼を切り離し、レーダ反射面積を極力小さく抑えかつ切り離された主翼内部に充填されたチャフを遅延炸薬により辺りに散布し、自弾および次弾の被迎撃率を低減させ、撃破確率を向上させることが出来る。
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| 【出願人】 |
【識別番号】０００００６０１３
【氏名又は名称】三菱電機株式会社
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| 【出願日】 |
平成１１年１１月１１日（１９９９．１１．１１） |
| 【代理人】 |
【識別番号】１００１０２４３９
【弁理士】
【氏名又は名称】宮田 金雄 （外２名）
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| 【公開番号】 |
特開２００１−１４１３９４（Ｐ２００１−１４１３９４Ａ） |
| 【公開日】 |
平成１３年５月２５日（２００１．５．２５） |
| 【出願番号】 |
特願平１１−３２０４８９ |
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