JPH0215795B2 - - Google Patents
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- JPH0215795B2 JPH0215795B2 JP55156487A JP15648780A JPH0215795B2 JP H0215795 B2 JPH0215795 B2 JP H0215795B2 JP 55156487 A JP55156487 A JP 55156487A JP 15648780 A JP15648780 A JP 15648780A JP H0215795 B2 JPH0215795 B2 JP H0215795B2
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- JP
- Japan
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- projectile
- target
- trajectory
- final stage
- thrust
- Prior art date
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- Expired - Lifetime
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/222—Homing guidance systems for spin-stabilized missiles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
- F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
- F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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- Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
- Discharge Of Articles From Conveyors (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Toys (AREA)
- Financial Or Insurance-Related Operations Such As Payment And Settlement (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は、発射体の弾道の最終段階において発
射体を誘導し操縦する方法、特に予想弾着点方向
の照準装置を持つ火砲から発射し、直線と看做す
ことができる平坦な弾道を持つた尾翼付きの発射
体の弾道の最終段階の誘導及び操縦方法に関す
る。
射体を誘導し操縦する方法、特に予想弾着点方向
の照準装置を持つ火砲から発射し、直線と看做す
ことができる平坦な弾道を持つた尾翼付きの発射
体の弾道の最終段階の誘導及び操縦方法に関す
る。
目標に命中する可能性を増すためには、弾道の
最終段階で発射体を目標に向けて確実に操縦し誘
導することが必要である。このためには一般に修
正モータを使用するが、現段階の技術では、この
修正モータは複雑で非常に高価であり、充分な満
足を与えないことが多い。
最終段階で発射体を目標に向けて確実に操縦し誘
導することが必要である。このためには一般に修
正モータを使用するが、現段階の技術では、この
修正モータは複雑で非常に高価であり、充分な満
足を与えないことが多い。
本発明の目的はこれらの欠点を少なくすること
にあり、本発明は、測定手段、特に電子的に制御
する、修正手段の点火手段の新規な構成によつ
て、前記の種類の発射体を弾道最終段階で操縦し
誘導する方法に関するものである。
にあり、本発明は、測定手段、特に電子的に制御
する、修正手段の点火手段の新規な構成によつ
て、前記の種類の発射体を弾道最終段階で操縦し
誘導する方法に関するものである。
更に詳しくは、本発明は、所望の修正を行うた
めに必要な全ての力を、発射体の１回転の間に連
続的且つ完全に燃焼するｎ個（ｎは１より大きい
整数）の推力装置を持つ胴部から得られるｎ個の
平均推力を平均した力（以後平均力という）の形
で発射体の軸に対して横方向に加えることを特徴
とする、発射体を目標に向けて操縦、誘導する方
法に関するものである。
めに必要な全ての力を、発射体の１回転の間に連
続的且つ完全に燃焼するｎ個（ｎは１より大きい
整数）の推力装置を持つ胴部から得られるｎ個の
平均推力を平均した力（以後平均力という）の形
で発射体の軸に対して横方向に加えることを特徴
とする、発射体を目標に向けて操縦、誘導する方
法に関するものである。
（発明が解決しようとする課題）
発射体が目標に命中する可能性を増すために
は、前述のように、発射体の弾道の最終段階でそ
の弾道に修正を加えることが必要である。発射体
の経路距離を短縮するために、ホーミング装置で
検出した方向に発射体を向けて突進させる要因を
発射体に印加しなければならない。
は、前述のように、発射体の弾道の最終段階でそ
の弾道に修正を加えることが必要である。発射体
の経路距離を短縮するために、ホーミング装置で
検出した方向に発射体を向けて突進させる要因を
発射体に印加しなければならない。
（課題を解決するための手段）
本発明では、この目的のために、発射体の軸に
垂直なノズルを有する火薬推力装置を有する胴部
から形成される操縦システムを使用する。
垂直なノズルを有する火薬推力装置を有する胴部
から形成される操縦システムを使用する。
このような条件の下で、前記突進要因を得るた
めに必要な全推力をｎ個（ｎは１より大きい整
数）の単位推力パルスに分ける。このパラメータ
ｎの適切な値は８である。
めに必要な全推力をｎ個（ｎは１より大きい整
数）の単位推力パルスに分ける。このパラメータ
ｎの適切な値は８である。
（実施例）
第１図及び第２図は、本発明による、発射体１
の軸ABに垂直な向きを持つノズル４をそれぞれ
設けたｎ個の火薬推力装置３を有する胴部２を持
つ発射体１の略図である。これらのノズル４は発
射体の重心に位置するか、或は重心と弾頭円錐部
１１との間で円錐部１１から余り離れない位置に
配置するのが好ましい。各推力装置３は、これら
装置の母線に沿つて長手方向に配設した複数のノ
ズル要素４1，４2，……４4を持つている（第２
図参照）。この発射体１はその本体７に固定した
尾翼を必ず備えている。この本体７には爆薬等を
充填する区画９の近くに区画１０が設けられ、こ
こでｎ個の推力装置を有する胴部２を受ける。ま
た本体７はホーミング装置１２を含む多くの装置
を内蔵する弾頭円錐部１１を持つている。
の軸ABに垂直な向きを持つノズル４をそれぞれ
設けたｎ個の火薬推力装置３を有する胴部２を持
つ発射体１の略図である。これらのノズル４は発
射体の重心に位置するか、或は重心と弾頭円錐部
１１との間で円錐部１１から余り離れない位置に
配置するのが好ましい。各推力装置３は、これら
装置の母線に沿つて長手方向に配設した複数のノ
ズル要素４1，４2，……４4を持つている（第２
図参照）。この発射体１はその本体７に固定した
尾翼を必ず備えている。この本体７には爆薬等を
充填する区画９の近くに区画１０が設けられ、こ
こでｎ個の推力装置を有する胴部２を受ける。ま
た本体７はホーミング装置１２を含む多くの装置
を内蔵する弾頭円錐部１１を持つている。
本発明の方法は下記の主要な段階よりなる。
(a) 発射体と標的とを結ぶ直線の角速度を検出す
ることと、 (b) この直速度が所定の閾値S1を超えたときの時
刻tdを測定すること、 (c) ノズル４1，４2，……４4に対応する各単位
推力の合力である第１推力装置ａの横方向平均
推力Ｐが所望の修正を確実に果たす方向に向く
ように、目標に結び付いた基準軸の絶対座標系
に対して所定の位置を占める第１推力装置ａの
燃焼をこの時刻tdから開始することと、 (d) 燃焼が終わつたときに第１推力装置ａの軸
も、後述するように、角度Δφを描き終わつて
いるように、推力装置、特に前記第１推力装置
ａを発射体と同じ回転速度ωで発射体と共に回
転させること及び (e) 各推力装置の横方向平均推力Ｐの軸が、１つ
前の推力装置の推力軸が基準軸の絶対座標系に
対して時刻tdに占めた位置を占める瞬間に、第
２、第３、第４……第ｎ番目の推力装置を燃焼
の開始から連続して点火すること。
ることと、 (b) この直速度が所定の閾値S1を超えたときの時
刻tdを測定すること、 (c) ノズル４1，４2，……４4に対応する各単位
推力の合力である第１推力装置ａの横方向平均
推力Ｐが所望の修正を確実に果たす方向に向く
ように、目標に結び付いた基準軸の絶対座標系
に対して所定の位置を占める第１推力装置ａの
燃焼をこの時刻tdから開始することと、 (d) 燃焼が終わつたときに第１推力装置ａの軸
も、後述するように、角度Δφを描き終わつて
いるように、推力装置、特に前記第１推力装置
ａを発射体と同じ回転速度ωで発射体と共に回
転させること及び (e) 各推力装置の横方向平均推力Ｐの軸が、１つ
前の推力装置の推力軸が基準軸の絶対座標系に
対して時刻tdに占めた位置を占める瞬間に、第
２、第３、第４……第ｎ番目の推力装置を燃焼
の開始から連続して点火すること。
第３図は、時刻tdに燃焼を開始してから時刻t1
に終るまでの推力装置、例えば第１推力装置ａの
動作の概略を示す。この時間t1−tdの間に、回転
速度ωを持つ発射体は角度Δφで表わされる距離
を回転運動する。時刻tdには推力ベクトルＰは軸
oy1上にあり、基準面（oy0、oz0）の軸oy0に対し
て角度Δφ／２をとる。平均推力Pmは軸oy0の方
向にある。
に終るまでの推力装置、例えば第１推力装置ａの
動作の概略を示す。この時間t1−tdの間に、回転
速度ωを持つ発射体は角度Δφで表わされる距離
を回転運動する。時刻tdには推力ベクトルＰは軸
oy1上にあり、基準面（oy0、oz0）の軸oy0に対し
て角度Δφ／２をとる。平均推力Pmは軸oy0の方
向にある。
第４図乃至第６図は時間的に変わる推力装置
ａ，ｂ，ｃ……ｎの位置の変化を示す説明図であ
る。第４図で、目標に結び付いた基準面（oy0、
oz0）の軸oy0とoy1とがなす角度θ＝Δφ／２のと
きに、面（oy1、oz1）の軸oy1方向にある推力装
置ａが点火される。Δφは推力装置ａがその燃焼
期間中に回転速度ωで回転する発射体の回転運動
とともに回転する角度である。発射体の回転速度
ωは最終修正段階中一定と仮定する。すると、平
均推力Pmの方向は軸oy0に一致する。第５図に
おいて、推力装置ａの燃焼が終り、その軸oy1は
絶対基準軸oy0に対して負の角度θ＝Δφ／２をと
る。本発明によれば、次の推力装置ｂの軸oy2が
角度θ＝Δφ／２をとつた瞬間にその推力装置ｂ
が燃焼を開始する。推力装置ｂは発射体と共に回
転速度ωで回転し、軸oy2が絶対基準軸oy0に対し
て負の角度θ＝Δφ／２をとつたときにその燃焼
は終了する。それから、第６図に示すように、ま
たその次の推力装置ｃの軸oy3が軸oy0に対して角
度θ＝Δφ／２をとる瞬間にその燃焼が始まる。
燃焼の終了時点では、推力装置ｃの軸oy3が軸oy0
に対してとる角度は負の角度θ＝Δφ／２に等し
く、これらの動作が繰り返される。その上、これ
は胴部の各推力装置について繰り返される。発射
体自体の１回転の間に全部の推力装置が燃焼する
ように、燃焼時間を計算する。
ａ，ｂ，ｃ……ｎの位置の変化を示す説明図であ
る。第４図で、目標に結び付いた基準面（oy0、
oz0）の軸oy0とoy1とがなす角度θ＝Δφ／２のと
きに、面（oy1、oz1）の軸oy1方向にある推力装
置ａが点火される。Δφは推力装置ａがその燃焼
期間中に回転速度ωで回転する発射体の回転運動
とともに回転する角度である。発射体の回転速度
ωは最終修正段階中一定と仮定する。すると、平
均推力Pmの方向は軸oy0に一致する。第５図に
おいて、推力装置ａの燃焼が終り、その軸oy1は
絶対基準軸oy0に対して負の角度θ＝Δφ／２をと
る。本発明によれば、次の推力装置ｂの軸oy2が
角度θ＝Δφ／２をとつた瞬間にその推力装置ｂ
が燃焼を開始する。推力装置ｂは発射体と共に回
転速度ωで回転し、軸oy2が絶対基準軸oy0に対し
て負の角度θ＝Δφ／２をとつたときにその燃焼
は終了する。それから、第６図に示すように、ま
たその次の推力装置ｃの軸oy3が軸oy0に対して角
度θ＝Δφ／２をとる瞬間にその燃焼が始まる。
燃焼の終了時点では、推力装置ｃの軸oy3が軸oy0
に対してとる角度は負の角度θ＝Δφ／２に等し
く、これらの動作が繰り返される。その上、これ
は胴部の各推力装置について繰り返される。発射
体自体の１回転の間に全部の推力装置が燃焼する
ように、燃焼時間を計算する。
かくして、胴部は各推力装置の単位推力が全て
加算されるように燃焼を行う。従つて、全修正段
階を通じて利用できる、角度Δφ／２によつて決
まる方向に中心を持つ平均推力Pmと逆方向に働
く平均力が得られる。この力は、角度Δφに集積
される各単位推力に対応する単位平均力の和に等
しい。
加算されるように燃焼を行う。従つて、全修正段
階を通じて利用できる、角度Δφ／２によつて決
まる方向に中心を持つ平均推力Pmと逆方向に働
く平均力が得られる。この力は、角度Δφに集積
される各単位推力に対応する単位平均力の和に等
しい。
弾道の最終段階でただ一回だけの修正を必要と
する場合には、この方法は特に有効である。この
方法によれば、修正を開始すべき閾値と、特に発
射体の回転角度とを決定するためのデータを得る
ことができる。このデータを得るためには外の方
法を使うこともできる。これらの測定値は、例え
ば、地上での観測、即ち、例えば発射体に取り付
けた発信ビーコンからの受信及び目標の追跡など
から得られる。発射体自体の高さにおける回転の
測定は、地上設置のレーザビーム送信手段によつ
ても行うことができる。両方の場合とも、点火の
指令は地上から送信する。
する場合には、この方法は特に有効である。この
方法によれば、修正を開始すべき閾値と、特に発
射体の回転角度とを決定するためのデータを得る
ことができる。このデータを得るためには外の方
法を使うこともできる。これらの測定値は、例え
ば、地上での観測、即ち、例えば発射体に取り付
けた発信ビーコンからの受信及び目標の追跡など
から得られる。発射体自体の高さにおける回転の
測定は、地上設置のレーザビーム送信手段によつ
ても行うことができる。両方の場合とも、点火の
指令は地上から送信する。
しかし上述の方法よりも好ましいもう１つの方
法がある。以下に第７図乃至第９図を参照しなが
らこれを説明する。この方法は、本発明による燃
焼噴射式修正装置と非常に効率的に協働する。問
題は、発射体自身に結合した測定手段にある。回
転の規準は目標自体の観測によつて捜し求め、発
射体の弾頭円錐部中にあるホーミング装置により
得られる。これはもつと直接的な測定である。即
ち、ホーミング装置が目標の正面を通過する度
に、発射体が目標を照準する角度を測定する。そ
のために、弾頭円錐部の先端には推力装置の燃焼
を開始させる制御装置に接続する赤外線検出シス
テムが設けられている。赤外線レンズ２０は、相
互に積み重ねられて支持体２１に取り付けられた
複数の光電管２２から構成する、少なくとも１本
の棒状体２２と協働する。この方法を理解しやす
くするために、第８図に僅か３つの光電管I1，
I2，I3を支持体２１の中心から周縁に向かつて積
み重ねた棒状体を示す。この光電管の数はもつと
多くしてもよい。（その場合はｘ個の光電管をI1，
I2……Ixで表す。）目標Ｃが光学的検出装置の視
野内にあるときは、目標の像C1は支持体２１の
上にできて、ある瞬間に棒状体２２の１点C′1に
結像する。目標の像C1が結像する光電管は発射
体の軸と一致する支持体自身の中心から距離ρ1の
ところにあり、この距離ρ1は、光軸CC1（目標像
−目標）が発射体の軸ABと成す角度αによつて
変わる。像点が棒状体の上を通過する度毎に、そ
の像点が光電管の一つに結像する。例えば１回転
の間に像点C′1が棒状体２２の光電管I1に結像す
ると、この像点C′1から発射体の軸までの距離
（点Ｏを通る）は角度αに比例し、ρ1で表される。
次の１回転中に、この像点はまた同じ光電管I1に
結像するか、或は第８図に示すように、隣接する
光電管I2に結像する。この後者の場合、像点C′2
から発射体の軸までの距離はρ2に等しい。この方
法では、１回転の間にρ1の測定値を記憶し、これ
を次の回転の間に得られる測定値ρ2と比較する。
発射体の各回転で角度αが急速に変化する場合
は、第８図で既に説明したように、目標像が結像
するのは棒状体の違つた光電管である。
法がある。以下に第７図乃至第９図を参照しなが
らこれを説明する。この方法は、本発明による燃
焼噴射式修正装置と非常に効率的に協働する。問
題は、発射体自身に結合した測定手段にある。回
転の規準は目標自体の観測によつて捜し求め、発
射体の弾頭円錐部中にあるホーミング装置により
得られる。これはもつと直接的な測定である。即
ち、ホーミング装置が目標の正面を通過する度
に、発射体が目標を照準する角度を測定する。そ
のために、弾頭円錐部の先端には推力装置の燃焼
を開始させる制御装置に接続する赤外線検出シス
テムが設けられている。赤外線レンズ２０は、相
互に積み重ねられて支持体２１に取り付けられた
複数の光電管２２から構成する、少なくとも１本
の棒状体２２と協働する。この方法を理解しやす
くするために、第８図に僅か３つの光電管I1，
I2，I3を支持体２１の中心から周縁に向かつて積
み重ねた棒状体を示す。この光電管の数はもつと
多くしてもよい。（その場合はｘ個の光電管をI1，
I2……Ixで表す。）目標Ｃが光学的検出装置の視
野内にあるときは、目標の像C1は支持体２１の
上にできて、ある瞬間に棒状体２２の１点C′1に
結像する。目標の像C1が結像する光電管は発射
体の軸と一致する支持体自身の中心から距離ρ1の
ところにあり、この距離ρ1は、光軸CC1（目標像
−目標）が発射体の軸ABと成す角度αによつて
変わる。像点が棒状体の上を通過する度毎に、そ
の像点が光電管の一つに結像する。例えば１回転
の間に像点C′1が棒状体２２の光電管I1に結像す
ると、この像点C′1から発射体の軸までの距離
（点Ｏを通る）は角度αに比例し、ρ1で表される。
次の１回転中に、この像点はまた同じ光電管I1に
結像するか、或は第８図に示すように、隣接する
光電管I2に結像する。この後者の場合、像点C′2
から発射体の軸までの距離はρ2に等しい。この方
法では、１回転の間にρ1の測定値を記憶し、これ
を次の回転の間に得られる測定値ρ2と比較する。
発射体の各回転で角度αが急速に変化する場合
は、第８図で既に説明したように、目標像が結像
するのは棒状体の違つた光電管である。
本発明の方法では、２つの連続する光電管の間
に、 dω0／dt＝ρ2−ρ1／Ｔ＝r1＝点火閾値 なる関係が成立するように光電管の数を選定す
る。ここで、 dω0／dt は照準線の瞬間的回転速度、Ｔはホーミング装置
のコンピユータによる２つの回転の間のクロツク
の計数値、ρ1は棒状体２２の光電管I1に結像する
目標像C′1と第１の回転中の発射体の軸との間の
偏差、ρ2はこの同じ棒状体２２の光電管I2に結像
する目標像C′2と次の回転中の発射体の軸との間
の偏差である。
に、 dω0／dt＝ρ2−ρ1／Ｔ＝r1＝点火閾値 なる関係が成立するように光電管の数を選定す
る。ここで、 dω0／dt は照準線の瞬間的回転速度、Ｔはホーミング装置
のコンピユータによる２つの回転の間のクロツク
の計数値、ρ1は棒状体２２の光電管I1に結像する
目標像C′1と第１の回転中の発射体の軸との間の
偏差、ρ2はこの同じ棒状体２２の光電管I2に結像
する目標像C′2と次の回転中の発射体の軸との間
の偏差である。
もし発射体の２つの回転において目標像C1が
２つの別々の光電管に結像すれば、点火閾値S1に
達して、第１の推力装置が点火する。コンピユー
タによるクロツクの計数値Ｔと、弾道のこの最終
段階中の発射体の回転速度ωと、検出システムが
目標上を通過する瞬間とを考慮に入れて、問題の
推力装置に点火するのに必要な遅れ時間を計算す
る。それから、もし１つの推力装置のノズルが次
の推力装置のノズルとなす角度φ(ab)とすれば、 dω／dt・tr＝φ(ab) であることが必要であり、この式から、１つ前の
推力装置に対する次の推力装置の点火の遅れ時間
trの測定値が得られる。
２つの別々の光電管に結像すれば、点火閾値S1に
達して、第１の推力装置が点火する。コンピユー
タによるクロツクの計数値Ｔと、弾道のこの最終
段階中の発射体の回転速度ωと、検出システムが
目標上を通過する瞬間とを考慮に入れて、問題の
推力装置に点火するのに必要な遅れ時間を計算す
る。それから、もし１つの推力装置のノズルが次
の推力装置のノズルとなす角度φ(ab)とすれば、 dω／dt・tr＝φ(ab) であることが必要であり、この式から、１つ前の
推力装置に対する次の推力装置の点火の遅れ時間
trの測定値が得られる。
上述の例では、ただ１本の赤外光電管の棒状体
を使用しているが、情報伝送速度を増加させるた
めに、第９図に示すように、数本の棒状体を使つ
てもよい。この例では、棒状体２２，２２′の数
は２本しか図示されていないが、更に増やしても
よい。これらの棒状体はそれぞれ多数の光電管
I1，I2……Ixから構成される。発射体の第１の回
転中に、所定の棒状体の所定の列の光電管に結像
する。次の回転中に、同じ棒状体の同じ光電管
か、または同じ棒状体の別の列の光電管か、或は
別の棒状体の別の列の光電管、例えば棒状体２
２′の光電管I2に結像する。対応して出される信
号から、前に定義した点火閾値S1が決定される。
を使用しているが、情報伝送速度を増加させるた
めに、第９図に示すように、数本の棒状体を使つ
てもよい。この例では、棒状体２２，２２′の数
は２本しか図示されていないが、更に増やしても
よい。これらの棒状体はそれぞれ多数の光電管
I1，I2……Ixから構成される。発射体の第１の回
転中に、所定の棒状体の所定の列の光電管に結像
する。次の回転中に、同じ棒状体の同じ光電管
か、または同じ棒状体の別の列の光電管か、或は
別の棒状体の別の列の光電管、例えば棒状体２
２′の光電管I2に結像する。対応して出される信
号から、前に定義した点火閾値S1が決定される。
本発明は特に高射砲砲弾、対戦車射撃用発射体
及び地対地ミサイルに適用される。
及び地対地ミサイルに適用される。
第１図は本発明による発射体の一部を破断した
全体斜視図、第２図は該発射体の主要部の拡大断
面斜視図、第３図乃至第６図は動作を説明するた
めの図、第７図は弾頭の電子装置の原理の説明
図、第８図及び第９図は第７図の電子装置の動作
を説明する図である。 １……発射体、２……胴部、３……推力装置、
４（４1，４2…）……ノズル、６……尾翼、７…
…本体、９，１０……区画、１１……弾頭円錐
部、１２……ホーミング装置、２０……赤外線レ
ンズ、２１……支持体、２２，２２′……棒状体、
AB……発射体の縦軸、ａ，ｂ，ｃ……推力装置
の位置、Ｃ……目標、C1，C′1，C′2……目標像、
Ii（Ix）（I1，I2…）……光電管、td，ti……時刻、
Ｐ，Pm……推力、α，Δφ……角度、ρ1，ρ2……
偏差、ω……回転速度。
全体斜視図、第２図は該発射体の主要部の拡大断
面斜視図、第３図乃至第６図は動作を説明するた
めの図、第７図は弾頭の電子装置の原理の説明
図、第８図及び第９図は第７図の電子装置の動作
を説明する図である。 １……発射体、２……胴部、３……推力装置、
４（４1，４2…）……ノズル、６……尾翼、７…
…本体、９，１０……区画、１１……弾頭円錐
部、１２……ホーミング装置、２０……赤外線レ
ンズ、２１……支持体、２２，２２′……棒状体、
AB……発射体の縦軸、ａ，ｂ，ｃ……推力装置
の位置、Ｃ……目標、C1，C′1，C′2……目標像、
Ii（Ix）（I1，I2…）……光電管、td，ti……時刻、
Ｐ，Pm……推力、α，Δφ……角度、ρ1，ρ2……
偏差、ω……回転速度。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 本体の周囲に等間隔に配設した少なくとも１
個の横方向のノズルをそれぞれ備えた複数の推力
装置を有する胴部と弾頭部内に配設した光センサ
とを持ち、目標に向かつて回転しながら飛翔する
発射体の弾道の最終段階を修正する方法におい
て、 (a) 発射体の縦軸ABの回りの回転周期Ｔを測定
することと、 (b) 発射体の連続回転中に目標Ｃの光学像Ciを検
出することと、 (c) 該目標光学像Ciの極座標ρiを発射体の１回転
周期中に少なくとも１回測定することと、 (d) 照準線の回転速度瞬間値である、回転周期Ｔ
の間の極座標連続測定値の変化率［（ρ1−
ρ2）／Ｔ］の値を計算することと、 (e) この計算値を所定の閾値S1と比較すること
と、 (f) 該計算値が前記閾値S1を超える時刻tdを測定
すること及び (g) 全ての推力装置の各平均推力が同じ方向を向
いて弾道の最終段階を修正するように、前記時
刻tdに第１の推力装置を、次いである遅延時間
の経過後、順次第２、第３、そして最後に第ｎ
番目の推力装置を発射体の回転周期の測定値に
連動して点火することからなる飛翔回転発射体
の弾道最終段階修正方法。 ２ 発射体の縦軸ABから半径方向に発射体の周
縁まで配設した光電管Iiよりなる棒状体２２を有
する平らな支持体２１上に目標の光学像Ciを受け
て、該光学像が結像する光電管Iiが目標の方向を
表すことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
の飛翔回転発射体の弾道最終段階修正方法。 ３ 前記変化率の値が前記閾値S1を超えたとき、
第１の回転と次の回転において目標の像が２つの
異なる光電管Ii，Ijに結像するように光電管Iiを配
設することを特徴とする特許請求の範囲第２項記
載の飛翔回転発射体の弾道最終段階修正方法。 ４ 前記平らな支持体２１が複数の棒状体２２を
持ち、それぞれ２つの連続する棒状体に属し異な
る列で結像する光電管Iiが前記閾値S1の測定規準
に従うことを特徴とする特許請求の範囲第２項記
載の飛翔回転発射体の弾道最終段階修正方法。 ５ 前記目標光学像Ciの極座標ρiの測定を発射体
の１回転周期Ｔの間に２回行うことを特徴とする
特許請求の範囲第１項記載の飛翔回転発射体の弾
道最終段階修正方法。
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|---|---|---|---|
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05136596A (ja) * | 1991-11-14 | 1993-06-01 | Fujita Corp | 床面の磁気シールド装置 |
Families Citing this family (64)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3311499A1 (de) * | 1981-10-09 | 1992-12-10 | George Alexander Tarrant | Lenkflugkoerper und steuereinrichtung hierfuer |
| SE8106719L (sv) * | 1981-11-12 | 1983-05-13 | Foerenade Fabriksverken | Projektil |
| FR2517818A1 (fr) * | 1981-12-09 | 1983-06-10 | Thomson Brandt | Methode de guidage terminal et missile guide operant selon cette methode |
| US4533094A (en) * | 1982-10-18 | 1985-08-06 | Raytheon Company | Mortar system with improved round |
| DE3300709C2 (de) * | 1983-01-11 | 1985-12-19 | Friedrich Dr. 8890 Aichach Schäff | Rotierender Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen |
| US4560120A (en) * | 1983-08-19 | 1985-12-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Spin stabilized impulsively controlled missile (SSICM) |
| FR2736147B1 (fr) * | 1983-12-14 | 1997-12-19 | Brandt Armements | Methode d'acquisition d'une cible par un projectile guide et projectile operant selon cette methode |
| DE3427227A1 (de) * | 1984-07-24 | 1986-01-30 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Endphasen-steuerbarer munitionsartikel und verfahren zu seiner zielnavigation |
| DE3435634A1 (de) * | 1984-09-28 | 1986-04-10 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Zielerfassungseinrichtung fuer flugkoerper |
| DE3521204A1 (de) * | 1985-06-13 | 1986-12-18 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Impulstriebwerk |
| FR2624597B1 (fr) * | 1987-12-11 | 1993-05-07 | Thomson Brandt Armements | Vecteur guide sol-air a sous-projectiles |
| FR2627268B1 (fr) * | 1988-02-12 | 1993-05-14 | Thomson Brandt Armements | Systeme de guidage de vecteur par faisceau laser et impulseurs pyrotechniques, et vecteur guide par un tel systeme |
| FR2632722B1 (fr) * | 1988-06-10 | 1993-09-03 | Thomson Brandt Armements | Dispositif destine a modifier la trajectoire d'un projectile par impulseurs pyrotechniques |
| US6315238B1 (en) * | 1988-06-28 | 2001-11-13 | Cordant Technologies Inc. | Thrusting apparatus |
| US4899956A (en) * | 1988-07-20 | 1990-02-13 | Teleflex, Incorporated | Self-contained supplemental guidance module for projectile weapons |
| FR2634548B1 (ja) * | 1988-07-22 | 1993-09-03 | Thomson Brandt Armements | |
| US5158246A (en) * | 1988-11-15 | 1992-10-27 | Anderson Jr Carl W | Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile |
| US5028014A (en) * | 1988-11-15 | 1991-07-02 | Anderson Jr Carl W | Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile |
| DE3843804A1 (de) * | 1988-12-24 | 1990-07-05 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Steuertriebwerk, insbesondere zum ausueben von querkraeften auf einen flugkoerper |
| DE3906372A1 (de) * | 1989-03-01 | 1990-09-13 | Rheinmetall Gmbh | Fluegelstabilisierter submunitionskoerper |
| DE59004020D1 (de) * | 1989-09-19 | 1994-02-10 | Diehl Gmbh & Co | Bahnkorrigierbares Projektil. |
| GB2459914B (en) * | 1989-10-17 | 2010-05-19 | Aerospatiale | Guidance system for a missile provided with a photosensitive detector |
| DE4012153A1 (de) * | 1990-04-14 | 1991-10-17 | Rheinmetall Gmbh | Steuervorrichtung fuer einen flugkoerper |
| DE4208516C2 (de) * | 1992-03-17 | 1994-03-03 | Deutsche Aerospace | Bilderzeugendes Suchkopfsystem |
| DE4327186C2 (de) * | 1993-08-13 | 2000-05-31 | Bodenseewerk Geraetetech | Einrichtung zur Endphasenlenkung rohrverschossener Munition |
| DE4410326C2 (de) * | 1994-03-25 | 1998-07-02 | Rheinmetall Ind Ag | Geschoß mit einer Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur |
| FR2730302B1 (fr) * | 1995-02-03 | 1997-03-14 | Tda Armements Sas | Controle d'un projectile par impulseur multi-chambre et mono-tuyere |
| EP0950165A4 (en) | 1997-01-02 | 2000-03-22 | Tibor G Horwath | SCOPE FOR A SPIRAL PROJECTILE |
| US6138945A (en) * | 1997-01-09 | 2000-10-31 | Biggers; James E. | Neural network controller for a pulsed rocket motor tactical missile system |
| US6450442B1 (en) * | 1997-09-30 | 2002-09-17 | Raytheon Company | Impulse radar guidance apparatus and method for use with guided projectiles |
| US6722609B2 (en) | 1998-02-13 | 2004-04-20 | James M. Linick | Impulse motor and apparatus to improve trajectory correctable munitions including cannon launched munitions, glide bombs, missiles, rockets and the like |
| FR2782811B1 (fr) * | 1998-09-02 | 2000-11-10 | Aerospatiale | Procede et dispositif de guidage d'un engin volant, notamment un missile, sur une cible |
| US6817569B1 (en) | 1999-07-21 | 2004-11-16 | General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. | Guidance seeker system with optically triggered diverter elements |
| AUPQ776300A0 (en) * | 2000-05-25 | 2000-08-10 | Metal Storm Limited | Missile control |
| US6565036B1 (en) * | 2001-04-12 | 2003-05-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Technique for improving accuracy of high speed projectiles |
| US6695251B2 (en) * | 2001-06-19 | 2004-02-24 | Space Systems/Loral, Inc | Method and system for synchronized forward and Aft thrust vector control |
| US6752351B2 (en) * | 2002-11-04 | 2004-06-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Low mass flow reaction jet |
| US7416154B2 (en) * | 2005-09-16 | 2008-08-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Trajectory correction kit |
| US7851732B2 (en) * | 2006-03-07 | 2010-12-14 | Raytheon Company | System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters |
| US7872215B2 (en) * | 2008-02-29 | 2011-01-18 | Raytheon Company | Methods and apparatus for guiding a projectile |
| US8084725B1 (en) * | 2008-05-01 | 2011-12-27 | Raytheon Company | Methods and apparatus for fast action impulse thruster |
| US8618455B2 (en) * | 2009-06-05 | 2013-12-31 | Safariland, Llc | Adjustable range munition |
| US8058596B2 (en) * | 2009-08-27 | 2011-11-15 | Raytheon Company | Method of controlling missile flight using attitude control thrusters |
| WO2011088277A1 (en) | 2010-01-15 | 2011-07-21 | Lockheed Martin Corporation | Monolithic attitude control motor frame and system |
| DE102010004820A1 (de) * | 2010-01-15 | 2011-07-21 | Rheinmetall Air Defence Ag | Verfahren zur Flugbahnkorrektur eines insbesondere endphasengelenkten Geschosses sowie Geschoss zur Durchführung des Verfahrens |
| US20110204177A1 (en) * | 2010-02-25 | 2011-08-25 | Pacific Scientific Energetic Materials Company | Projectile diverter release and method of diverting a projectile |
| US8735788B2 (en) * | 2011-02-18 | 2014-05-27 | Raytheon Company | Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control |
| US9551552B2 (en) | 2012-03-02 | 2017-01-24 | Orbital Atk, Inc. | Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats |
| US11313650B2 (en) | 2012-03-02 | 2022-04-26 | Northrop Grumman Systems Corporation | Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats |
| US9501055B2 (en) | 2012-03-02 | 2016-11-22 | Orbital Atk, Inc. | Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats |
| US9170070B2 (en) | 2012-03-02 | 2015-10-27 | Orbital Atk, Inc. | Methods and apparatuses for active protection from aerial threats |
| US11947349B2 (en) | 2012-03-02 | 2024-04-02 | Northrop Grumman Systems Corporation | Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats |
| US8975565B2 (en) * | 2012-07-17 | 2015-03-10 | Raytheon Company | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor |
| US20140137539A1 (en) * | 2012-11-19 | 2014-05-22 | Raytheon Company | Thrust-producing device with detonation motor |
| US9068808B2 (en) * | 2013-01-17 | 2015-06-30 | Raytheon Company | Air vehicle with bilateral steering thrusters |
| US9377279B2 (en) * | 2014-04-22 | 2016-06-28 | Raytheon Company | Rocket cluster divert and attitude control system |
| US9279651B1 (en) * | 2014-09-09 | 2016-03-08 | Marshall Phillip Goldberg | Laser-guided projectile system |
| DE102014014952B4 (de) * | 2014-10-08 | 2016-05-25 | Mbda Deutschland Gmbh | Flugkörper |
| DE102014014950A1 (de) * | 2014-10-08 | 2016-04-28 | Mbda Deutschland Gmbh | Flugkörper |
| US10662898B2 (en) | 2016-09-08 | 2020-05-26 | Raytheon Company | Integrated thruster |
| US10615547B2 (en) | 2016-09-08 | 2020-04-07 | Raytheon Company | Electrical device with shunt, and receptacle |
| US10914559B1 (en) * | 2016-11-21 | 2021-02-09 | Lockheed Martin Corporation | Missile, slot thrust attitude controller system, and method |
| RU2687827C1 (ru) * | 2018-11-23 | 2019-05-16 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" | Способ повышения дальности стрельбы корректируемыми артиллерийскими боеприпасами |
| RU2702035C1 (ru) * | 2019-03-21 | 2019-10-03 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" | Способ коррекции эллипса рассеивания артиллерийских вращающихся снарядов |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US902615A (en) * | 1907-06-26 | 1908-11-03 | Enoch H Smith | Shuttle-check for looms. |
| BE551427A (ja) * | 1955-10-04 | Alphonse Martin | ||
| US3621784A (en) * | 1955-12-29 | 1971-11-23 | Us Navy | Optical system for an infrared missile fuze |
| GB902615A (en) | 1958-07-11 | 1962-08-01 | Eltro Gmbh | Target finder for missiles |
| US3072055A (en) * | 1959-08-03 | 1963-01-08 | Ross Sidney | Gun launched, terminal guided projectile |
| US3034434A (en) * | 1960-03-08 | 1962-05-15 | Frank H Swaim | Thrust vector control system |
| US3273825A (en) * | 1961-10-30 | 1966-09-20 | Emerson Electric Co | Guidance systems |
| US3282540A (en) * | 1964-05-05 | 1966-11-01 | Henry S Lipinski | Gun launched terminal guided projectile |
| US4193688A (en) * | 1970-10-28 | 1980-03-18 | Raytheon Company | Optical scanning system |
| US3843076A (en) * | 1972-01-03 | 1974-10-22 | Trw | Projectile trajectory correction system |
| US3860199A (en) * | 1972-01-03 | 1975-01-14 | Ship Systems Inc | Laser-guided projectile system |
| FR2231947A1 (en) * | 1973-06-01 | 1974-12-27 | Realisations Applic Techn Et | Rocket guidance system - clock device actuates pulse type target dector and course controller |
| SE429064B (sv) * | 1976-04-02 | 1983-08-08 | Bofors Ab | Slutfaskorrigering av roterande projektil |
| FR2367659A2 (fr) * | 1976-09-08 | 1978-05-12 | Stauff Emile | Dispositif de pilotage d'un projectile en autorotation |
| FR2364164A1 (fr) * | 1976-09-08 | 1978-04-07 | Stauff Emile | Dispositif de pilotage d'un projectile en auto-rotation |
-
1979
- 1979-11-09 FR FR7927712A patent/FR2469345A1/fr active Granted
-
1980
- 1980-10-30 DE DE8080401543T patent/DE3068452D1/de not_active Expired
- 1980-10-30 AT AT80401543T patent/ATE8299T1/de active
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- 1980-11-07 NO NO803366A patent/NO153820C/no unknown
- 1980-11-07 CA CA000364223A patent/CA1156512A/en not_active Expired
- 1980-11-08 JP JP15648780A patent/JPS5677699A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05136596A (ja) * | 1991-11-14 | 1993-06-01 | Fujita Corp | 床面の磁気シールド装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| NO153820B (no) | 1986-02-17 |
| FR2469345B1 (ja) | 1983-02-18 |
| ATE8299T1 (de) | 1984-07-15 |
| EP0028966B1 (fr) | 1984-07-04 |
| US4408735A (en) | 1983-10-11 |
| CA1156512A (en) | 1983-11-08 |
| EP0028966A1 (fr) | 1981-05-20 |
| DE3068452D1 (en) | 1984-08-09 |
| NO153820C (no) | 1986-05-28 |
| NO803366L (no) | 1981-05-11 |
| FR2469345A1 (fr) | 1981-05-22 |
| JPS5677699A (en) | 1981-06-26 |
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