JPH0830640B2

JPH0830640B2 - ミサイル

Info

Publication number: JPH0830640B2
Application number: JP61116321A
Authority: JP
Inventors: ジャン・ギヨー; ジャック・レノー; ミシェル・マレー; ロベール・ヴァイヤン; ジャン・アンサルディ
Original assignee: アエロスパテイアル・ソシエテ・ナシヨナル・アンダストリエル
Priority date: 1986-05-22
Filing date: 1986-05-22
Publication date: 1996-03-27
Anticipated expiration: 2011-03-27
Also published as: JPS62276398A

Description

【発明の詳細な説明】産業上の利用分野この発明は舵取される武器装置およびミサイルに関する
ものである。この発明は、特に小形で一人で使用できる
“マンパック”型歩兵用武器装置を提供するものであ
る。

従来の技術対応するミサイルは、装甲された陸上の目標や車両お
よび同様なもの、特に戦車の戦力を削減するように設計
される。ミサイルにより担持されるペイロードは戦闘ペ
イロードで実際に造られる。新しい装甲に対して効果的
でなければならないこれらペイロードは十分な質量と口
径を有している。数十メートルの非常に狭い最小の範囲
の限られた場所（シエルタ、地下室、建物等）からこれ
ら武器装置を発射しなければならず、種々な実行では最
大範囲は約600〜700メートルとほヾ2000メートルとの間
に設定できる。

発明が解決しようとする問題点ミサイルが発射される時のずれや、風または気流に基
づくずれ等の問題に拘わらず、300メートルの範囲を越
える陸上対戦車武器の使用においては、計算、特に重心
の作用と一本の直線上の目標の移動とを考慮してミサイ
ルの弾道の修正をしなければならないことを意味してい
る。人間工学的に且つ質量の配慮とに基づいて、１秒の
単位の時間内に必要な距離に及ぶよう十分に速い速度を
得ることが武器の砲口においては出来ない。

次の２つの修正方法が可能である。

先ず、第１に、一方では重心の影響を修正するよう行
い、他方で発射前に１本の直線上の目標の動きを測定し
て、発射前に武器に設定しなければならない修正“プロ
グラム”を得る開放ループ指導修正がある。発射順序に
て、この方法は、目標の移動特性が測定され、ミサイル
が飛行している時間の間、これら特性が大きく変わらな
いことを意味している。

次に、ミサイルが飛行を完了する迄、発射位置と目標
の間の軸心からのミサイルのずれを除去するよう行う閉
鎖ループ指導修正がある。

開放ループ指導修正は、目標の動きが推測されるの
で、飛行が短時間であることが必要であり、他の中で、
この型式の修正は、出来るだけ風や気流の影響に打ち勝
つために十分な砲口と初期速度とをミサイルのために意
味している。

閉鎖ループ指導修正は低初期速度が与えられるミサイ
ルだけに適合される。

今日、ミサイルが発射管を離れる時に、十分な空力的
操縦性能をミサイルが有することを確実にするために大
きな初期速度を用いるよう造られる。発射装置（ガス発
生器、ブースタ等）に拘わりなく、この様な手段は、重
量、嵩ばり、噴射効果、フレーム、騒音、ガス放出等に
関して制限を受け、且つ制限された場所での発射や、発
見されることなく発射できる発射の分離と相いれない相
当な火薬装填を必要としている。

限られた場所での発射の適合性は、少量の火薬装填が
発射に使用されることを必要とする。対応する装置は、
ヒューズブースタや、非常に低噴射速度の大砲または無
反動砲のような噴射装置等の周知の型とすることが出来
る。

騒音が大いに減少されるために、砲手の気楽さが増大
されるし、ミサイルが発射される時の用心が確実にさ
れ、砲手における武器の反動を殆ど零にすることが出
来、その上に、ミサイルは低速度で武器を離れる。従っ
て、トルクを生じる攻撃角度を採ることによる古典的な
空力的舵取は、空力的な力が小さ過ぎるので、操縦力を
使用できないことに成る。重心と風との影響に対向でき
るミサイルの良好な操縦能力と短い応答時間とを確実に
すると共に且つ短い距離操縦する目標を攻撃するように
ミサイルが発射されると直ちに、力による、すなわち重
心を通る操縦力による舵取だけが可能に出来る。操縦力
によるこの様な舵取によって、全く或いは僅かな空力的
な攻撃角度が採られ、むしろ重心の直接的な変位とな
る。

低速ミサイルの場合には、この様な操縦力は根源にお
いて推進できだけである。操縦力による舵取の維持は、
ミサイルの重心における操縦力の適用を維持するよう必
要とするので、この様な操縦力を生じる推進火薬の消費
が大きく、武器の質量に不利な影響を及ぼす。更に、飛
行全体に亙って操縦力が重心全体を正確に通らなければ
ならないので、中心決めの調節を得ることが困難であ
る。

この発明の目的はこの様な欠点を正すことにある。こ
の発明は、繊細な調節を必要とすることなく低速ミサイ
ルを正確に案内できる軽武器装置を提供出来るようにし
ている。

問題点を解決するための手段このために、この発明に従って、発射管から低速度で
発射されて推進燃料火薬型の推進装置が設けられたミサ
イルを舵取する方法は、操縦力による舵取のための軸方
向推進推力と操縦力とをミサイルに同時に与えるよう出
来、且つ発射管を出る時に重心が上述した操縦力の作用
線を通過するように推進火薬の燃焼の作用の如くミサイ
ルの重心の位置の変化が成る様な具合にこの推進装置が
決められて供給され、また、飛行の間は空力的な攻撃角
度を生じて操縦力による舵取に加えられる操縦力を生じ
るトルクを発展するようにこの発明が出来ることが注目
される。

従って、この発明は、低初期速度で有効であることに
関連してミサイルの発射の際の操縦力だけでミサイルが
舵取されて、従って、重心の変更によって飛行速度が十
分に増速される時に、組合った舵取（操縦力による舵取
と空力的な舵取との組合せ）に変換が行われることを確
実にするよう出来るミサイルの特別な構成の飛行推進装
置に、ミサイルが発射管を出る時のミサイルの操縦力に
よる舵取を連接することから成っている。

以下に見られる様に、ミサイルの重心が軸心に沿って
戻り動くことを飛行中は確実にするのが有利である。

必要に応じて、この発明の方法を実施するよう設計さ
れ且つ発射管とミサイルとを有し、推進装置と制御装置
がミサイルに設けられた武器装置は、一方においてミサ
イルが発射管を出る前に燃焼が終わってミサイルが発射
管を離れる時に低初期速度をミサイルに与えるよう出来
る少なくとも１つの総合したブースタと、他方において
操縦力により舵取する少なくとも１つの飛行推進装置と
を有することが特異である。

ミサイルは、縦方向加速度をミサイルに与えてミサイ
ルに回転を設定でき、この時に発射位置で些かの反動を
も生じない総合されたブースタによって発射管から発射
される。火薬の燃焼またはブースタは発射管内にて完了
され、ミサイルは20m/秒の値の縦方向速度と約５回転／
秒の回転速度とをもってこの発射管から出る。

操縦力により舵取する装置は飛行推進装置の横ノズル
が好適である。

飛行推進装置のこれらノズルはミサイルが発射管を出
た後に発射される。ノズルが側部に設けられていること
は整ったミサイルの後部を離れ、従って、飛行中に一層
分散し、発射位置とミサイルの間に必要と出来る赤外線
の電磁等の連結を設定するのを容易にするよう為す。こ
れらノズルはミサイルの軸心に対して角度を形成してい
るので、軸心に沿ったノズルの推力は縦方向推力に作用
する軸方向成分を有する。制御翼面は、例えばフランス
特許第1,099,901号、第1,602,885号明細書に記載される
型の可動ノズル、そらせ板、ジェット遮蔽板等の様な推
進ジェットを偏向出来る周知の装置である。中間の複雑
な別の周知の装置はノズル出口により可動スカートを用
いている。ジェットの偏向は発射管に関連した推力ベク
トルの偏向を生じ、操縦力に作用する。簡単な装置によ
り生じられる偏向の大きさは比較的僅かで、操縦力は推
力の軸方向成分に対して小さい。

ミサイルが発射される時に、操縦力は重力に対向して
ミサイルの良好な操縦能力を可能にし、これによって２
倍の値の横負荷係数を生じて、飛行推進装置のための推
力の十分な軸方向成分を生じる。ミサイルは連続して加
速される。

ミサイルの速度は、ミサイルが発射管を出る時のほゞ
20m/秒から飛行の終わりの高亜音速値にまで弾道全体に
亙って増大する。ミサイルが発射管を出る時に使用でき
るミサイルの後部に取付けられた安定板は、低速度でも
空力的安定を確実にし、そして組合った舵取状態の際に
持ち上げるように作用する。

推進装置の推力原理は、推進装薬の燃焼状態または火
薬の性質（例えば２成分装置）の限定により飛行時間の
関数としてプログラム組みすることが出来る。従って、
飛行の始めにおけるこの装薬のための大きな燃焼面は、
ミサイルが発射管を離れる時の重力や風の影響を補償し
て動く目標に短時間で操縦を合わすようミサイルにおい
て出来る負荷係数に関する大きな有効性をミサイルに与
えることが出来る。

残りの飛行における燃焼原理の最適化は、推進装薬に
おける最小質量を制限することが出来るようにしてい
る。

この発明に従って、飛行中は重心が発射に課せられる
位置から変化できる利点が得られる。重心のこの様な変
化は、所要の実施が達成するよう出来る方向において行
われるような具合に、ミサイルを造る異なった組立部品
の取付に関して特別な手段が採られる。

特に、飛行推進装置をミサイルの前部に取付けると共
に単一部材の戦闘ペイロードを後部に設けたり、飛行中
にミサイルの重心が後部に移動し、組合った舵取効果を
生じる様な具合に、推進装置の両側に２つ以上の部材に
ペイロードを分けるように出来る。同時に、攻撃間隔
（爆発の瞬間の装薬と装甲の間の距離）を特に増大する
ことによってミサイルに設けられる中空装薬（単一また
は複数）の作用にこの構成は特に適している。

この発明が何等制限されずに添付図面を参照して以下
に詳細に説明される。この説明は短距離の対戦車用武器
装置に適している。

実施例第１、２、３図の対戦車ミサイルＩ、II、IIIは、ミ
サイルが発射管７から発射される時に、ミサイルに、例
えば20m/秒の速度を与えるよう後部に取付けられ、且つ
設計された２つのブースタ1a、1bと、砲手の邪魔を避け
ると共にミサイルが制限された空所を越えることを確実
にするために、発射管７を離れた後に数メートル発火さ
れる飛行推進装置２とを有している。ブースタ1a、1bは
燃料装薬型で、この推進装薬の燃焼は、砲手の邪魔を避
けるために発射管７内において完全に行われる。速度の
この小さな増進は、制限された空所内のミサイルの発射
と両立できる等しい少量の火薬の燃焼によって得られ
る。この飛行推進装置２は、同一平面にあってミサイル
の縦軸心L-Lに対して対称であるように取付けられた２
つの同じノズル3a、3bを有している。これらのノズル3
a、3bの軸心は対応するミサイルの縦軸心と一致し、こ
の軸心に対して対称的に傾斜している。舵取命令（第8
a、8b図）無しにて、２つのノズル3a、3bの推力F₁、F₂の軸方向成分Ｒ＝Q₁
＋Q₂はミサイルを飛ばすように出来、ノズル3a、3bの推力F₁、F₂の成分P₁、P₂のミサイルに
おける効果はノルの平面内の対称によって零に成る。

各ノズル3a、3bにおいて、ミサイルの外筒はガスが通
過できるよう開口８を有する。

各ノズル3a、3bには、舵取命令を受けて２つのノズル
3a、3bのジェットを同時に逸らせるように出来、従っ
て、同じ方向に２つのノズル3a、3bの平面に直交する横
推力成分Ｍ＝M₁＋M₂（第9a、9b、9c図参照）を発生する
ジェット遮断または偏向装置（図示しない周知の型）が
設けられている。この横推力成分Ｍはミサイルを操縦す
るよう出来る。

また、ミサイルは中空装薬型の戦闘ペイロード４と、
ミサイルの後部に取付けられミサイルを案内し且つ舵取
すべく必要とされる装置を収める装備ブロック５と、空
力安定性を確実にする引き込み可能な尾翼６と、発射ラ
ンプとして作用する収容管、すなわち発射管７とを有し
ている。

ミサイルＩ、II、IIIが２つのブースタ1a、1bの作用
の元に発射管７を離れる時に、ブースタ1a、1bの燃焼は
終わって、ミサイルの重心Ｇは飛行推進装置２の推力の
横方向推力成分Ｍを含む平面内に従って在る。ミサイル
はそこで推力によて舵取されるだけである。

第２図のミサイルIIの場合に、装薬、すなわちペイロ
ード４は前部に設けられて、主推進装置２は重心Ｇの両
側に設けられた２つの推進装置2a、2bに分けられ、飛行
中に重心Ｇが固定されるような具合に同一状態にて燃焼
する。これは時間の軸が右から左に延びるよう第４図に
示される時間Ｔの関数としてミサイルＩ、II、IIIの前
部を重心Ｇから隔てる距離ｌの変化を示す第４図の曲線
Ｂによって示される。

第３図のミサイルIIIにて、ペイロード４は第２図に
おけるように前部に設けられるが、推進装置２は一体装
置で重心Ｇに対してペイロード４と対向している。加え
るに、推進装置２の装薬が使用される時に、重心Ｇはミ
サイルIIIの前部に向かって動いて距離ｌは減少する。
これは第４図の曲線Ｃによって示される。

逆に、第１図を参照して、この発明によって説明され
るミサイルＩにおいて、飛行推進装置２が前部に取付け
られ、他方において装薬、すなわちペイロード４は後部
に設けられる主装薬、すなわちペイロード4aと、前部に
設けられる補助装薬、すなわちペイロード4b（省略でき
る）とに分けられる。従って、飛行推進装置２の火薬が
燃焼する時に、ミサイルＩの重心Ｇは後部に動き、与え
られた各操縦命令によって推進装置２の推力の横モーメ
ントＭは攻撃角度、すなわちリフトを生じるトルクを齎
す。従って、夫々生じられる横モーメントＭとリフトは
追加される操縦効果を生じる。第４図において、曲線Ａ
は飛行時間が増大する時の距離ｌの増加を示す。

第５図において、曲線Ｄ、Ｅ、Ｆは飛行時間の関数と
してのミサイルＩ、II、IIIの操縦能力を示す。このた
めに、負荷係数ｎが縦軸に、時間Ｔが横軸に示される。
この図は、この発明により説明されるミサイルの操縦能
力が時間によって増大を受け、第３図のミサイルでは低
下して操縦性が下がることを示している。第２図のミサ
イルIIでは、推進装薬の不安定な消費に基づいて操縦能
力の増大は僅かであり、直線Ｈは不安定の無い理想状態
を示す。すなわち、説明した様に、ノズル3a、3bが固定
された位置にあるが、ミサイルＩ、IIIの重心は推進力
装薬２の消費に伴って時間と共に動く。従って、時間が
経過する時に、推力F1、F2は固定された位置で作用され
るが、推力の作用される固定された位置と可動な重心と
の間の距離が連続して変わる様な具合に、重心は移動す
る。従って、推力の構成成分は変化して、各ミサイルの
操縦性能は時間で変わる。

第６図はミサイルＩの速度Ｖ（m/秒）と、時間Ｔ
（秒）の関数としてのミサイルにより飛行した距離Ｘ
（ｍ）を、１つの例として示している。この例におい
て、速度Ｖは直線的に増加し、距離Ｘは時間の二乗の関
数として増加する。

中空装薬型の戦闘ペイロードを２つの部分、すなわち
１つのペイロード4a部分が推進装置の前に在って他のペ
イロード4b部分が後に在るように分けるのに好適である
ことが注意される。実際に、同一ミサイル長さにて、こ
の構造は主装薬が前部に在る第２、３図の様な古典的設
計の場合よりも相当に大きな主後部の装薬、すなわちペ
イロード4bにおける作用の範囲（装薬と爆発の瞬間の装
甲との間の距離ａ）を有するように造ることが出来、こ
れによって装薬を一層効果的に出来る、すなわち、装甲
板内への貫通距離ｂを大きく促進する（第7a図参照）。
第7b図の曲線Ｊは、貫通距離ｂが比率a/dの関数として
の最大値を持つことを示す。但し、ａは上述した作動範
囲の距離で、ｄはミサイルの直径である（第7a図）。曲
線Ｊにて、この発明により説明されるミサイルＩは、第
３図のミサイルIIIに対応する点Ｎよりも一層好適な点
Ｋに対応する。

力による舵取のための２つのノズルが十分であるよう
な具合に軸心L-L周りの自動的な転動が齎されるミサイ
ルの実施例が以上に説明されている。もし、ミサイルが
転動に関して安定化されゝば、力による舵取の少なくと
も４つの横方向装置を有するよう成る。

第１図に示す様に、収容管、すなわち発射管７は後部
直径よりも大きい直径を示すことが出来、後部よりも直
径が小さいミサイルの前部は環状シム９によって固定さ
れる。

【図面の簡単な説明】

第１図は発射管内のミサイルから成るこの発明に従って
説明される武器装置の軸方向断面概要図で、この武器装
置は発射における力による単純な舵取を用いるが空気力
学的効果によって飛行の終わりの操縦能力を強化する消
費可能な製作物の消耗または消費に関連した不平衡重量
原理を特長と成し、第２図はミサイルの重心が一定した
飛行全体に亙り力による舵取を独占的に用いる発射管内
のミサイルの同様な断面概要図、第３図は消費可能な製
作物の消費に関連した不平衡重量原理が飛行の終わりの
ミサイル操縦能力の減少を導く発射における力による舵
取を専らに用いるミサイルの同様な断面概要図、第４図
は概略図示される第１、２、３図に示される上述した型
のミサイルのミサイル飛行中の重心の位置の変化の法則
を特徴付ける曲線を示し、質的比較ではなく特長を実施
出来るよう造るために曲線が与えられ、第５図は概略図
示される第１、２、３図のミサイルの操縦能力の変化を
表す曲線を示し、質的比較ではなく特長を許すよう曲線
が与えられ、第６図は第１図のミサイルでの時間の関数
としての速度と距離の変化の曲線を表し、第7a図は中空
装薬型の戦闘ペイロードにおける半無限鋼板にて得られ
る貫通距離により特長付けられる作動範囲距離の効果を
示し、第7b図は第１、３図に示されるミサイルの各貫通
特性を示し、第8a、8b図は第１図のミサイルのノズルの
推力ベクトルの分解を舵取指令なく概略的に示す背面図
および平面図、第9a、9b、9c図は第１図のミサイルのノ
ズルの推力ベクトルの分解を舵取指令をもって示す背面
図、平面図、側面図である。図中、1a、1b:ブースタ、
2:飛行推進装置、3a、3b:ノズル、4a、4b:装薬、すなわ
ちペイロード、5:装備ブロック、6:尾翼、7:発射管、8:
開口、9:環状シム。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者ミシェル・マレーフランス国、91190 ジフ−シュル−イヴェット、リュー・ド・ラ・グレーリー 84 (72)発明者ロベール・ヴァイヤンフランス国、75007 パリ、リュー・ド・セーブル 88 (72)発明者ジャン・アンサルディフランス国、78470 サン−レミィ−レ− シュヴルーズ、アレー・デ・ゾルム 16

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】戦闘ペイロードおよび推進燃料負荷型の推
進装置を備え、推進装置は、ミサイルの後部に設けられ
ミサイルが発射管から出る前に燃焼が終わり、ミサイル
が発射管から出る時にミサイルに20m/秒ほどの低初期速
度を与える第１推進装置と、力によるミサイルの舵取が
できミサイルの飛行中に軸方向推力および力により舵取
するための操縦力をミサイルに同時に与えるべく設けら
れた横ノズルを有する第２推進装置とを備え、戦闘ペイ
ロードと第１、第２推進装置は第１推進装置の燃焼の後
に発射管からミサイルが出る時に、ミサイルの重心がミ
サイルの縦軸心を横切る面内に配置されると共に操縦力
を有するようミサイル内に配置されており、ミサイルの
飛行中で第２推進装置の燃焼中にミサイルの重心の位置
がミサイルの縦軸心に沿って後方に移動して、これによ
って噴射力による舵取のために設けられる操縦力に加え
られる別の操縦力を生じるトルクを発生できる、発射管
から発射されるミサイル。
【請求項２】第２推進装置がミサイルの前部に設けら
れ、戦闘ペイロードの少なくとも一部がミサイルの後部
に設けられた特許請求の範囲第１項記載のミサイル。
【請求項３】戦闘ペイロードは、ミサイルの後部に設け
られた主装薬部分と、ミサイルの前部に設けられた補助
装薬部分とを有する特許請求の範囲第２項記載のミサイ
ル。
【請求項４】戦闘ペイロードが第１推進装置の前方に設
けられた特許請求の範囲第２項記載のミサイル。
【請求項５】主装薬部分が第１推進装置の前方に設けら
れ、補助装薬部分が第２推進装置の前方に設けられた特
許請求の範囲第３項記載のミサイル。
【請求項６】戦闘ペイロードは少なくとも主装薬部分を
有し、主装薬部分は第１推進装置の前方に設けられた特
許請求の範囲第１項記載のミサイル。
【請求項７】戦闘ペイロードは補助装薬部分を有し、補
助装薬部分は第２推進装置の前方に設けられた特許請求
の範囲第６項記載のミサイル。
【請求項８】第２推進装置はミサイルの縦軸心に関して
対称的に燃焼すべく設けられた特許請求の範囲第１項記
載のミサイル。
【請求項９】ミサイルが回動安定化され、第２推進装置
は力により舵取できる少なくとも４つの横ノズルを有す
る特許請求の範囲第１項記載のミサイル。
【請求項１０】ミサイルは縦軸心まわりに自動的に回
動、第２推進装置は力により舵取できる２つだけの横ノ
ズルを有する特許請求の範囲第１項記載のミサイル。
【請求項１１】ミサイルを発射する発射管を有する特許
請求の範囲第１項記載のミサイル。