JPS6136159B2 - - Google Patents

Description

技術分野 この発明は、施回による安定化のために、発射
時に回転を与えることができるようになつた発射
体に関するものである。この発明は、代表的には
終端誘導式の発射体（terminally guided
projectile）として、又一般的には爆発性充填物
ないしは装薬を中空充填効果（hollow−charge
effect）によつて収容することができるようにな
つている発射体について適用し得る。

背景技術 陸上用或は海上用の砲火器の分野においては、
例えばベース・ブリード・ユニツトと称される手
段により火力の程度が増大されたのに伴なつて、
倒達長さの長い発射体が出現している。そのよう
な大きな火力は、必然的な要望に基ずいて与えら
れたものであるけれども、一方では発射体が制限
なく分散するという傾向を生じる。この傾向は、
勿論好ましいものではないため、発射体に関する
不規則な動きは、より小さく、しかも硬い素体の
ターゲツトに向けられるべきである。上記の発射
体の分散を減小する手段としては、その発射体の
弾道（軌道）の終端における修正或は誘導を行な
うのがよいことが知られている。このことは、発
射体が従来の手法により所定の弾道内で点火（発
射）された後、その弾道の終端において発射体を
ターゲツトに命中させるか、もしくは至近点に到
達させることができるように働らくターゲツト探
査部材や誘導装置が使用されることを意味する。
ミサイルのためのチユーブ状発射砲を根本的に交
換することを比較した場合、終端修正方式の発射
体は、連続誘導を要しないために、ロボツトタイ
プよりも構造が簡単になる。しかも、その方式の
発射体は、飛行物のより大きな部分へ向けての弾
道に乗ることによつて比較的捕捉し難い。

上述の問題点に対しては、いくつかの解決策が
存在する。一般に、発射体のための弾薬は、その
弾道の全行程に互つて旋回による安定状態を生じ
るように、高速度（例えば、300〜2000rad／
sec）で回転することができるようになつてい
る。このような旋回による安定化を図つた発射体
に関する解決策は、とりわけ好ましいものであ
る。それによると、完全な点火ないしは発射が従
来のものよりも小さくしかも軽量な弾薬によつて
もたらされるという利益を生じるが、一方では誘
導装置が複雑となつたり、制御可能な範囲の縮小
或は信頼性の低下等の不利益を招く。

上記のターゲツト探査部材は、構造が複雑であ
るばかりでなく、誘導信号が発せられた時点で発
射体のロールポジシヨンを決定しなければならな
いことから、コースの修正を容易に行なえないと
いう困難性を持つている。これに関し、発射体の
ロールの方向は、レート・ジヤイロと称される計
測手段（rate−gyro and iutegraion）を含む装
置により、参照すべき方向との関係に基ずいて決
定されなければならないことが知られている。し
かしながら、前掲のジヤイロは、加速度に対して
敏感でドリフトが起り易いため、そうした提案に
よつては上述の問題点を免がれることはできな
い。火砲の砲身から発射される発射体では、上述
の加速度に対する感度は、特に重大な問題点とな
り得る。

従つて、旋回により安定するようになつている
発射体にとつては、終端誘導方式は必らずしも適
切なものではない。通常、この種の発射体は、中
空充填効果によつて例えば爆発性充填物を収容す
るのであるが、その際には該充填物が回転する場
合に、爆発による放射に基ずいて不利な結果を伴
なう恐れがある。

有効な荷重を放出することによつて旋回させる
ことができるようになつている発射体に関して
は、上述の不利益の解消の手段を示したスエーデ
ン特許明細細書第363892号がある。それに開示さ
れている発射体は、弾道上の限られた時間内にお
いて動作するブレーキフラツプを有するので、こ
のフラツプを下げて、発射体の回転を制御するよ
うになつていることにより、上記の旋回のための
荷重が放出されると、姿勢が不安定となり易い。
このように、前掲の発射体は、回転ないしは旋回
の抑制をすることによつて不安定となるため、終
端誘導方式には適さず、又空気力学上の安定性を
求められることに関連して、中空充填効果により
装薬をすることができない。

発射体の終端誘導に向けられている大部分の試
みは、回転駆動バンド（rotaing driving band）
と称される手段に関するものである。そのような
バンドは、発射体が砲口を離れるときの比較的小
さな回転の速度（０〜200rad／sec程度）を増大
するように働く。この点からみると、発射体に設
けられるべき安定化のためフインは、砲口の外部
で直ちに拡張状態に設定されることを要する。し
かして、このシステムにおいては、弾道内の（飛
行中の）回転速度が０か又は小さな値になつてい
るために、ターゲツト探査手段が簡単に得られる
という利点があり、ある種の、例えば上記の爆発
性充填物のごとき弾頭の場合は、回転速度を小さ
くし抑えるという要求を満たして、好ましい結果
をもたらす。一方、このシステムによる不利益と
しては、発射体の点火ないしは発射の際に好まし
くない事態を生じるのみならず、弾道に沿つた飛
行の初期の時点、つまりは上記のフインが拡張状
態にセツトされた時点では、発射体自身が妨害環
境に敏感になつて、分散し易くなることが考えら
れる。そうした不利益に対する１つの解決策は、
発射体の長さを相当に長くすることによつて与え
られるけれども、これによるときは、自動装薬シ
ステムに関係している弾薬の取扱いのための新ら
しい工夫が必要となる。

要するに、この種の発射体誘導装置において、
従来の装置は２種類に大別することができるもの
であり、その一方の種類の装置は300〜2000rad／
secのレンジの回転速度で発射体を回転させ、回
転運動だけで弾道内の発射体の安定化状態を得る
ようにしたものである。この装置は発射体を小型
化および軽量化することができ、普通の発射装置
を使用することができる。さらに、発射体の射程
を長くすることができるという利点をもつ。しか
しながら、発射体の高速回転に妨げられ、終端誘
導方式を採用すること、および中空充填効果をも
たせることは容易ではないという欠点がある。こ
れに対し、他方の種類の装置は発射体の発射直後
に発射体の安定化フインを突出させ、このフイン
によつて弾道内の発射体の安定化状態を得るよう
にしたもので、この装置は終端誘導方式を採用す
ること、および中空充填効果をもたせることが容
易であるという利点を有する。しかしながら、発
射体を長くする必要があり、これを小型化および
軽量化することができない。したがつて、普通の
発射装置を使用することができず、特殊な発射装
置を使用せねばならない。さらに、発射体の射程
が制限され、これを長くすることができない。そ
の上、発射直後に安定化フインを突出させると、
発射体がその影響を受け、弾道に対する発射体の
分散度が増大するという欠点があるものである。

発明の開示 この発明は、前記従来の２種類の装置の利点だ
けをとり、その欠点を除去することを目的として
なされたものである。その特徴とするところは、 発射体を砲身から発射し、この発射体をその弾
道にわたつて誘導するための発射体誘導装置にお
いて、 前記砲身から発射する発射体を回転させるため
の回転機構を備え、 前記回転機構は回転運動だけで前記弾道内の発
射体の安定化状態が得られるよう300〜2000rad／
secのレンジ回転速度で前記発射体を回転させ、
前記発射体は前記安定化状態でその弾道の少なく
とも半分にわたつて飛行し、 前記発射体は前記安定化状態のとき後退位置に
配置されている安定化フインを含み、前記フイン
は前記発射体の弾道内の望ましい地点で突出位置
に突出し、前記発射体の回転を抑制することがで
き、 前記発射体は前記安定化フインが前記後退位置
にあるとき前記発射体の重心の前方に配置される
航空力学的圧力中心をもち、前記発射体の航空力
学的圧力中心は前記安定化フインが前記突出位置
にあるとき前記発射体の安定化状態が得られるよ
う前記発射体の重心の後方に移動し、 前記安定化フインが前記突出位置に突出し、前
記発射体の回転が抑制されたとき、前記発射体が
前記回転運動だけで得られる安定化状態から前記
航空力学的圧力中心を前記発射体の重心の後方に
変位させる前記安定化フインによつて得られるフ
イン安定化状態に変換されるようにしたことにあ
る。

【図面の簡単な説明】

この発明は、発射体に関する好ましい実施例を
表わしたいくつかの図面及び参照符号に基ずいて
説明されている。それらの図面中、第１図は、ベ
ース・ブロー・ユニツトを備えた発射体であつ
て、この発射体が発射前の状態にあることを示す
斜視図、第２図は、上記のユニツトが排棄される
ことによつて上記のフインが露出した状態となつ
た発射体を示す斜視図、第３図は、光学システム
と、拡張状態のノーズ・ラダーとが装備されてい
る発射体を示す斜視図である。

発明の最も好ましい実施例 図面には、ベース・ブリード・ユニツト１を備
えた発射体が示されている。上記のユニツトは、
発射体のベース端部において減じられた圧力の増
大のためにガスを放出するという従来の手法によ
つて、点火ないしは発射のレンジを広げるように
動作するもので、このレンジが広がれば広がる
程、先に説明されているように、発射体の弾道の
終端での修正の必要性が増大する。しかるに、こ
の発明は、中空充填効果により装薬をするように
なつている終端誘導方式あるいは終端修正方式の
発射体に対して適用し得る。

上記の発射体の表面部には、フインによる安定
化を図つた公知のタイプに認められるような４個
のフイン６〜９が設けらている。図示されている
フインは、ラツプ式のもの（wraparound fins）
であつて、発射体の外周面の一部を被つた状態、
すなわち一般的な４個のカバープレート２〜５の
形態をなした係止部材により保存されるごとく格
納された状態におかれるようになつている。それ
らの４個のプレートは、さらにベース・ブリー
ド・ユニツト１によつて保持されるが、そうなる
と、カバープレート２〜５の各外周部分が該ユニ
ツトにより緊密に被われた構造となる。 遅延装
置−これは図面には示されていない−は、発射の
当初にセツテイングされており、予め設定された
弾道上の所定の地点で上記のユニツト１を排棄す
るように働く。この動作が終了したならば、カバ
ープレート２〜５は、自動的に取り除かれて、フ
イン６〜９が露出する。それらのカバープレート
は、周知の手段により、遠心力及び空気抵抗の作
用の下で拡張状態に維持され得る。

前述のカバープレート２〜５は、必らずしも必
要ではなく、任意に省略することができるもので
ある。

又、上述の遅延装置には、例えば花火の装薬に
おける公知の技術が適用されるため、ここではそ
の具体例が割愛されている。

上記フイン６〜９の拡張手段としては、適宜の
ものを採用して、例えばそれらをスイングさせる
代りに、弾道上のギヤツプを介して拡張状態とす
ることも可能である。

発射体の前部には、４個のノーズ・ラダー１０
が装着されている。これらの個々のラダーは、第
３図に示されているように、発射体の弾道の後半
部分の案内となるべくそれぞれのスロツト１０ａ
を通して拡張される（引き出される）ようになつ
ている。その時点は、回転の抑止をすべきときで
あつて、図示されていないが公知の遅延装置の働
きによるものである。発射体の誘導ないしは案内
の手段には、１以上のステアリングノズルから発
せられるパルスを適用することが可能であつて、
そのときは上記のノーズラダーは、全面的に省略
されることになる。図示されているごとき空気力
学上の拡張式のノーズラダーが設けられない場合
は、その各々を弾道の全行程さらには発射チユー
ブ内において拡張したままの状態にしておくこと
も可能である。しかしながら、そのようにすると
きの各ラダーの直径は、砲身よりも小さくなつて
いなければならない。このようなノーズラダー
は、勿論発射体の安定化に役立つような形状をな
している。

この他、発射体は、そのノーズ部分上に３個の
カバー部材１１〜１３を備えている。これらの部
材は、図示されていないところの遅延装置によつ
て第３図のごとく、該発射体が安定化された後
に、それから取り除かれて、ターゲツトを探査或
は追跡するための光学システムもしくはこれに類
するターゲツト探査手段を露呈するように動作す
る。

上記発射体の案内システムやターゲント探査シ
ステムは、この発明の構成に欠かせないものでは
ないため、具体的な説明は割愛されている。

フインによる安定化を得ることにおいて、この
発明では、先に述べられたような構成のフイン６
〜９が使用されているけれども、それと同時に、
空気力学上の中心つまりは空気圧力の作用の中心
点が拡張状態のフインを有している発射体の重力
中心よりも後方に設定されるときはより好ましい
結果を生じる。又、上記の空気力学上の中心がフ
イン６〜９及びノーズラダー１０の双方が拡張状
態にある発射体の重力中心よりも後方に定められ
ている場合もその発射体の安定化に役立つ。この
ことから、発射体は、終局的には旋回により安定
化されるようになつている弾道上の飛行初期の段
階でそれらのフイン６〜９及びノーズラダー１０
が格納された状態にあるときに、上記の空気力学
上の中心がその発射体の重力中心よりも幾分か前
方にあるように設定されるべきである。旋回によ
り安定化されるようになつた発射体に関しては、
一般的に上述の手法により、その重力中心の前方
に空気力学上の中心があるように設けられるべき
であつて、重力中心を空気力学上の中心におく
か、或はそれよりも前方に定めるのが望ましい。

発射体に対する空気力学上の中心点の１つは、
第３図において符号Ｃ１で示されている。この中
心点は、フイン６〜９が格納状態にあるときのも
ので、符号Ｇに示された重力中心よりも幾分か前
方に位置している。その後、フイン６〜９が拡張
された状態となると、該空気力学上の中心点は、
重力中心Ｇよりも後方のＣ２の位置に移動し、さ
らにノーズラダー１０が拡張された時点で、重力
中心Ｇよりも後方であるが、上記のＣ２の位置よ
りも幾分か前方に移動するようになる。

この発明による発射体の動作例は、次の通りで
ある。

図示されていないところの砲身から発射された
時点においては、該発射体は、例えば公知の回転
駆動バンドの使用により、比較的高速度（300〜
2000rad／sec程度）で回転する。次で、該発射体
が予め定められた弾道上の定点に到達したなら
ば、ベース・ブリード・ユニツト１が排棄され
て、カバープレート２〜５が取り除かれ、フイン
６〜９が露出する。これによつて拡張された個々
のフインは、該発射体の回転を抑制するように動
作し、しかも前述のごとく重力バランスが設定さ
れていることにより、該発射体は、旋回による安
定状態からフインによる安定状態へ移行する。そ
して、最後に終端誘導装置並びにターゲツト探査
装置や、中空充填効果による装薬の起爆装置が働
いて、ターゲツトに対し該発射体が命中する。

このような発射体においては、正確さと有効飛
行長さの点で弾道上の少なくても半分の地点を経
過した後に、上記のフインが動作するようになつ
ているのが最善である。しかして、ある場合に
は、その発射体の回転の速度が小さくなるように
比較的早い時点で上記のフインが使用されること
もあり得る。

以上説明したように、この発明は、300〜
2000rad／secのレンジの回転速度で発射体を回転
させるようにしたから、回転運動だけで弾道内の
発射体の安定化状態を得ることができる。したが
つて、発射体を小型化および軽量化することがで
き、普通の発射装置を使用することができる。そ
して、発射体を回転運動安定化状態でその弾道の
少なくとも半分にわたつて飛行させるようにした
から、発射体の射程を長くすることができる。前
記従来の安定化フイン方式のように、弾道に対す
る発射体の分散度が増大するという問題も生じな
い。さらに、この発明は、弾道内の望ましい地点
で安定化フインを後退位置から突出位置に突出さ
せたから、安定化フインによつて発射体の回転を
抑制することができる。また、安定化フインが後
退位置にあるとき、発射体は発射体の重心の前方
に配置される航空力学的圧力中心をもつ。そし
て、安定化フインが突出位置に突出すると、その
航空力学的圧力中心が発射体の重心の後方に移動
する。したがつて、安定化フインによつて弾道内
の発射体の安定化状態が得られ、回転運動安定化
状態からフイン安定化状態に転換される。したが
つて、終端誘導方式を採用することは容易であ
り、中空充填効果をもたせることも容易である。
したがつて、この発明は、従来の２種類の装置の
利点だけをとり、その欠点を除去することができ
るものである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 発射体を砲身から発射し、この発射体をその
   弾道にわたつて誘導するための発射体誘導装置に
   おいて、 前記砲身から発射する発射体を回転させるため
   の回転機構を備え、 前記回転機構は回転運動だけで前記弾道内の発
   射体の安定化状態が得られるよう300〜2000rad／
   secのレンジの回転速度で前記発射体を回転さ
   せ、前記発射体は前記安定化状態でその弾道の少
   なくとも半分にわたつて飛行し、 前記発射体は前記安定化状態のとき後退位置に
   配置されている安定化フインを含み、前記フイン
   は前記発射体の弾道内の望ましい地点で突出位置
   に突出し、前記発射体の回転を抑制することがで
   き、 前記発射体は前記安定化フインが前記後退位置
   にあるとき前記発射体の重心の前方に配置される
   航空力学的圧力中心をもち、前記発射体の航空力
   学的圧力中心は前記安定化フインが前記突出位置
   にあるとき前記発射体の安定化状態が得られるよ
   う前記発射体の重心の後方に移動し、 前記安定化フインが前記突出位置に突出し、前
   記発射体の回転が抑制されたとき、前記発射体が
   前記回転運動だけで得られる安定化状態から前記
   航空力学的圧力中心を前記発射体の重心の後方に
   変位させる前記安定化フインによつて得られるフ
   イン安定化状態に変換されるようにしたことを特
   徴とする発射体誘導装置。 ２ 前記発射体は前記フインを前記後退位置に保
   持するための保持部材を有し、前記保持部材は前
   記弾道内の望ましい地点で前記発射体から取り除
   かれ、前記フインを前記突出位置に突出させるよ
   うにしたことを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載の発射体誘導装置。 ３ 前記フインはラツプ式のものであることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項または第２項に記
   載の発射体誘導装置。