JP2014016233A

JP2014016233A - Flying object

Info

Publication number: JP2014016233A
Application number: JP2012153509A
Authority: JP
Inventors: Masato Nofuji; 真人野藤
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2012-07-09
Filing date: 2012-07-09
Publication date: 2014-01-30

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a flying object having an electric wave seeker substantially improved in reception sensitivity of the electric wave.SOLUTION: According to a flying object in accordance with one embodiment, an antenna layer transmits an electric wave toward a target, and includes a plurality of antenna elements which receive a reflection wave thereof. A reception filter is made of a superconducting material, and causes a reception signal received from the antenna layer to pass the predetermined band. A low noise amplifier amplifies the received signal from a reception filter. A vacuum insulation tub stores the reception filer and the low noise amplifier in a vacuum heat insulation state. A signal synthesis part synthesizes multi-beams for the detection of a target based on an amplification signal amplified by the low noise amplifier. A cooling device supplies a cooling substance of low temperature to the vacuum insulation tub, and cools the reception filter and the low noise amplifier up to the temperature where a superconducting state is generated. A radome stores and protects at least the antenna layer, the reception filter, the vacuum insulation tub, and the signal synthesis section.

Description

本発明の実施形態は、所定の目標に向けて飛しょうする飛しょう体に関する。 Embodiments of the present invention relate to a flying object that flies toward a predetermined target.

目標に向かって飛しょうする飛しょう体の内部には、目標を探知するとともに目標方向へ指向するシーカ（誘導装置）が設けられている。そして、この飛しょう体用のシーカとしては、目標に対して電波を照射し、その反射波をもとに、追跡レーダの原理に基づいて目標までの距離、角度などの目標情報を得る電波シーカが広く用いられている。 A seeker (guidance device) that detects the target and points in the target direction is provided inside the flying body that flies toward the target. The flying object seeker is a radio wave seeker that irradiates a target with radio waves and obtains target information such as the distance and angle to the target based on the principle of the tracking radar based on the reflected waves. Is widely used.

特開２０１０−１９６９８３号公報JP 2010-196983 A

しかしながら、従来技術における電波シーカにおいては、目標からの反射波が小さい場合には、目標を探知できないという問題がある。特に、意図的に電波反射を小さくしたステルス目標などに対処するためには、飛しょう体用のシーカには更に高感度な受信性能が求められている。 However, the radio wave seeker in the prior art has a problem that the target cannot be detected when the reflected wave from the target is small. In particular, in order to cope with a stealth target that intentionally reduces radio wave reflection, a flying seeker is required to have higher sensitivity reception performance.

そこで、本発明は、上記従来技術の問題に鑑み、電波の受信感度が大幅に向上した電波シーカを有する飛しょう体を提供することを課題とする。 In view of the above-described problems of the prior art, an object of the present invention is to provide a flying object having a radio wave seeker in which radio wave reception sensitivity is greatly improved.

本発明の一実施形態に係る飛しょう体によれば、アンテナ層は、目標に向けて電波を送信するとともに、その反射波を受信する複数のアンテナ素子からなる。受信フィルタは、超電導素材からなり、アンテナ層で受信された受信信号に対して所定の帯域を通過させる。低雑音増幅器は、受信フィルタからの受信信号を増幅する。真空断熱槽は、受信フィルタおよび低雑音増幅器を真空断熱状態で格納する。信号合成部は、低雑音増幅器で増幅された増幅信号に基づいて目標の探知に係るマルチビームを合成する。冷却装置は、真空断熱槽に対して気体または液体からなる低温の冷却物質を供給し、受信フィルタおよび低雑音増幅器を超電導状態が生じる温度まで冷却する。レドームは、電波透過素材によって形成され、飛しょう体の前方部において少なくともアンテナ層、受信フィルタ、真空断熱槽および信号合成部を格納・保護する。 According to the flying object of one embodiment of the present invention, the antenna layer includes a plurality of antenna elements that transmit radio waves toward the target and receive the reflected waves. The reception filter is made of a superconducting material and passes a predetermined band with respect to a reception signal received by the antenna layer. The low noise amplifier amplifies the reception signal from the reception filter. The vacuum heat insulation tank stores the reception filter and the low noise amplifier in a vacuum heat insulation state. The signal synthesis unit synthesizes a multi-beam related to target detection based on the amplified signal amplified by the low noise amplifier. The cooling device supplies a low-temperature cooling substance made of gas or liquid to the vacuum heat insulating tank, and cools the reception filter and the low noise amplifier to a temperature at which a superconducting state occurs. The radome is formed of a radio wave transmitting material, and stores and protects at least the antenna layer, the reception filter, the vacuum heat insulating tank, and the signal synthesis unit in the front part of the flying body.

実施形態１に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on Embodiment 1. FIG. 実施形態２に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on Embodiment 2. FIG. 実施形態１の変形例（１）に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on the modification (1) of Embodiment 1. FIG. 実施形態１の変形例（２）に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on the modification (2) of Embodiment 1. FIG. 実施形態２の変形例（１）に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on the modification (1) of Embodiment 2. FIG. 実施形態２の変形例（２）に係る飛しょう体の前方部における断面図。Sectional drawing in the front part of the flying body which concerns on the modification (2) of Embodiment 2. FIG.

以下、本発明の実施形態について図面を用いて詳細に説明する。
＜実施形態１＞
図１は、実施形態１に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。同図に示されるように、飛しょう体１は、透過性素材によって尖頭形状に形成され、飛しょう体１の前方部を覆うレドーム２と、レドーム２内に格納され、誘導装置（シーカ）を構成する機器群からなるシーカ部３と、隔壁４によってシーカ部３と仕切られた本体部５と、から構成されている。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
<Embodiment 1>
FIG. 1 is a cross-sectional view of the front portion of the flying body 1 according to the first embodiment. As shown in the figure, the flying object 1 is formed into a pointed shape with a transparent material, and is stored in the radome 2 that covers the front part of the flying object 1 and the radome 2, and a guiding device (seeker) And a main body part 5 partitioned from the seeker part 3 by a partition wall 4.

また、シーカ部３は、アンテナ層１０、送信層１１、受信層１２から構成されている。アンテナ層１０は、目標に向けて電波を送信するとともに、その反射波を受信する複数のアンテナ素子からなる。送信層１１は、複数の送信アンプおよび複数の送信フィルタからなる。送信アンプは、送信信号を増幅して送信フィルタに出力する。送信フィルタは、送信アンプからの送信信号に対してフィルタリングを行い、アンテナ層１０の対応するアンテナ素子に出力する。 The seeker unit 3 includes an antenna layer 10, a transmission layer 11, and a reception layer 12. The antenna layer 10 is composed of a plurality of antenna elements that transmit radio waves toward the target and receive the reflected waves. The transmission layer 11 includes a plurality of transmission amplifiers and a plurality of transmission filters. The transmission amplifier amplifies the transmission signal and outputs it to the transmission filter. The transmission filter performs filtering on the transmission signal from the transmission amplifier and outputs the filtered signal to the corresponding antenna element of the antenna layer 10.

受信層１２は、真空断熱槽１３および信号合成部１６から構成されている。真空断熱槽１３は、複数の受信フィルタ１４および複数の低雑音増幅器１５を真空断熱状態で格納する容器である。受信フィルタ１４は、超電導素材からなり、アンテナ層１０で受信された受信信号に対して所定の帯域を通過させるフィルタである。低雑音増幅器１５は、受信フィルタ１４からの受信信号を増幅する機器である。 The receiving layer 12 includes a vacuum heat insulating tank 13 and a signal synthesis unit 16. The vacuum heat insulation tank 13 is a container for storing a plurality of reception filters 14 and a plurality of low noise amplifiers 15 in a vacuum heat insulation state. The reception filter 14 is made of a superconducting material and is a filter that allows a reception signal received by the antenna layer 10 to pass a predetermined band. The low noise amplifier 15 is a device that amplifies the reception signal from the reception filter 14.

信号合成部１６は、低雑音増幅器１５で増幅された増幅信号に基づいて目標の探知に係るマルチビームを合成する機器群であり、具体的には、信号を分配する複数の分配器と、各分配器から分配された信号を予め定められた移相量だけそれぞれ移相させる複数の移相器と、各移相器で移相された信号を予め定められた減衰量だけそれぞれ減衰させる複数の減衰器と、各減衰器からそれぞれ出力された信号をビーム合成する複数の合成回路と、から構成されている。 The signal synthesizer 16 is a device group that synthesizes multi-beams related to target detection based on the amplified signal amplified by the low-noise amplifier 15, and specifically includes a plurality of distributors that distribute signals, A plurality of phase shifters that respectively shift the signal distributed from the distributor by a predetermined amount of phase shift; and a plurality of phase shifters that respectively attenuate the signal phase-shifted by each phase shifter by a predetermined amount of attenuation. It comprises an attenuator and a plurality of combining circuits that combine the signals output from each attenuator.

冷却装置１８は、真空断熱槽１３に対して気体または液体からなる低温の冷却物質を供給し、受信フィルタ１４および低雑音増幅器１５を超電導状態が生じる温度まで冷却する。ここでは、冷却装置１８は、飛しょう体１の外部に着脱可能に設けられ、真空断熱槽１３に接続された冷却物質供給管１７を介して加圧式液体窒素等の冷却物質を供給後、かつ、飛しょう体１の発射前に取り外される。冷却装置１８によって真空断熱槽１３内が超電導状態が生じる温度まで冷却されることにより、受信感度、すなわち、レーダ性能の向上が図られる。尚、液体窒素と代替可能な冷却物資としては種々の不活性ガスが考えられ、窒素ガスの他にはアルゴン（液体アルゴン）、ヘリウム（液体ヘリウム）等が考えられる。 The cooling device 18 supplies a low-temperature cooling substance made of gas or liquid to the vacuum heat insulating tank 13 and cools the reception filter 14 and the low-noise amplifier 15 to a temperature at which a superconducting state occurs. Here, the cooling device 18 is detachably provided outside the flying body 1, and after supplying a cooling substance such as pressurized liquid nitrogen via a cooling substance supply pipe 17 connected to the vacuum heat insulating tank 13, and , Removed before the launcher 1 is fired. By cooling the inside of the vacuum heat insulating tank 13 to a temperature at which the superconducting state is generated by the cooling device 18, the reception sensitivity, that is, the radar performance can be improved. In addition, various inert gas can be considered as a coolant which can be substituted for liquid nitrogen, and in addition to nitrogen gas, argon (liquid argon), helium (liquid helium), etc. are considered.

以下、レーダ性能を向上させる手法について詳細に説明する。一般に、レーダ性能は、レーダ方程式により表される。すなわち、レーダ性能を向上させるためには、レーダ方程式に表されるパラメータに関して、（ａ）送信尖頭電力の増大、パルス幅の増大、（ｂ）アンテナ利得の増加、（ｃ）長波長の利用、（ｄ）システム雑音温度の低減、（ｅ）システム損失の低減などの手法が考えられる。 Hereinafter, a method for improving the radar performance will be described in detail. In general, radar performance is expressed by a radar equation. That is, in order to improve radar performance, (a) increase in transmission peak power, increase in pulse width, (b) increase in antenna gain, and (c) use of long wavelength with respect to parameters expressed in the radar equation. (D) Reduction of system noise temperature, (e) Reduction of system loss, etc. can be considered.

しかし、送信尖頭電力の増大やアンテナの大型化などには制約も多く、システム規模の増大を招くため、実施する上では、一定の限界がある。また、近年の電波資源不足などから長波長を利用することは困難である。 However, there are many restrictions on the increase in the transmission peak power and the increase in the size of the antenna, which causes an increase in the system scale. Therefore, there are certain limitations in implementation. In addition, it is difficult to use a long wavelength due to a recent shortage of radio wave resources.

また、ステルスと呼ばれるような意図的に電波反射を小さくした目標が出現するようになり、レーダ性能を向上させる要請は極めて強い。そこで、本実施形態では、高感度な受信性能を得るために、システム損失およびシステム雑音温度の低減を図る。 In addition, a target that intentionally reduces radio wave reflection, such as stealth, appears, and there is a strong demand for improving radar performance. Therefore, in this embodiment, in order to obtain highly sensitive reception performance, the system loss and the system noise temperature are reduced.

最初に、システム損失の低減について説明する。システム損失には種々の項目があるが、代表的な項目としては送信機からアンテナまでの送信給電損失がある。送信給電損失を低減するため、送信増幅機能、送受切換え機能および受信機能を一体化した送受信モジュールと呼ばれるモジュールを多数使用するアクティブアレイアンテナが用いられ、特に、アクティブフェーズドアレイ方式が主流である。 First, reduction of system loss will be described. There are various items in the system loss, but a typical item is a transmission power loss from the transmitter to the antenna. In order to reduce transmission power supply loss, an active array antenna using a number of modules called transmission / reception modules in which a transmission amplification function, a transmission / reception switching function and a reception function are integrated is used, and an active phased array system is mainly used.

アクティブフェーズドアレイ方式とは、それぞれのアンテナ素子と移相器の間に送受切換え機能を組み込むとともに、送信系に送信増幅器、受信系に低雑音増幅器（(LNA; Low Noise Amplifier)）１５の両方（または一方）を組み込んだ送受信モジュールと呼ばれるモジュールを配列したアンテナ方式である。 In the active phased array system, a transmission / reception switching function is incorporated between each antenna element and a phase shifter, and both a transmission amplifier for a transmission system and a low noise amplifier ((LNA)) 15 for a reception system ( Or it is an antenna system in which modules called transmission / reception modules are incorporated.

送受信モジュールに送信増幅器を組み込んだ場合、アンテナ素子に近接してモジュールが配置されるため、導波管による給電損失などは発生せず、送信給電損失を必要最小限の部品（サーキュレータなど）による損失のみに抑えることができる。 When a transmission amplifier is incorporated in a transmission / reception module, the module is placed close to the antenna element, so power loss due to the waveguide does not occur, and loss due to components that minimize transmission power loss (such as circulators) Can only be suppressed.

また、送受信モジュールに受信用の低雑音増幅器１５を組み込んだ場合には、受信時の損失を低減でき且つマルチビームを形成できる。すなわち、低雑音増幅器１５により増幅された受信信号は、Ｓ／Ｎを劣化させることなく複数の信号に分配できるため、分配された受信信号によって独立の複数の受信ビームが形成できる。 Further, when the low noise amplifier 15 for reception is incorporated in the transmission / reception module, loss during reception can be reduced and a multi-beam can be formed. That is, since the reception signal amplified by the low noise amplifier 15 can be distributed to a plurality of signals without degrading the S / N, a plurality of independent reception beams can be formed by the distributed reception signals.

アクティブフェーズドアレイアンテナは、複数の受信ビームを持つことで、同時にそれぞれ別の目標に対処でき、多彩な機能を同時にかつ独立に実現できる。したがって、マルチビームを必要とする多機能化には、少なくとも低雑音増幅器１５をアンテナ素子ごとに持たせたアクティブアレイが適合することが分かる。 An active phased array antenna has a plurality of reception beams, so that it can simultaneously cope with different targets and can realize various functions simultaneously and independently. Therefore, it can be seen that an active array in which at least the low noise amplifier 15 is provided for each antenna element is suitable for multi-functionalization requiring a multi-beam.

続いて、受信アンテナにおけるシステム雑音温度について説明する。システム雑音温度とは、受信系におけるノイズレベルを決定する数値であり、システム雑音温度と受信系帯域幅との積に一定の定数（ボルツマン定数）を乗算した乗算出力が受信系における雑音電力である。このため、システム雑音温度を低減すると、受信信号のＳ／Ｎを直接改善でき、受信系を高感度化できる。 Next, the system noise temperature in the receiving antenna will be described. The system noise temperature is a numerical value that determines the noise level in the receiving system, and the multiplication output obtained by multiplying the product of the system noise temperature and the receiving system bandwidth by a constant (Boltzmann constant) is the noise power in the receiving system. . For this reason, if the system noise temperature is reduced, the S / N of the received signal can be directly improved, and the sensitivity of the receiving system can be increased.

一般的に、システム雑音温度は、アンテナ出力端におけるシステム雑音温度Ｔｓで代表して表し、アンテナ出力（受信）端に出力されるアンテナ外部から入射する雑音（Ｔａ）と、アンテナから低雑音増幅器１５までの給電系における損失による雑音（Ｔｒ）と、低雑音増幅器１５で付加されるＬＮＡ内部雑音（Ｔｅ）と、低雑音増幅器１５以降の受信系で付加される雑音とで構成される。 In general, the system noise temperature is represented by the system noise temperature Ts at the antenna output end, and the noise (Ta) incident from the outside of the antenna output to the antenna output (reception) end and the low noise amplifier 15 from the antenna. Noise (Tr) due to loss in the power supply system up to, LNA internal noise (Te) added by the low noise amplifier 15, and noise added by the receiving system after the low noise amplifier 15.

低雑音増幅器１５以降の受信系で付加される雑音は、低雑音増幅器１５の利得を充分高くするなどの設計的な配慮を行うことで、その影響を無視できる。この場合、システム雑音温度の算出式は次のようになる。 The influence of the noise added in the receiving system after the low noise amplifier 15 can be ignored by taking design considerations such as sufficiently increasing the gain of the low noise amplifier 15. In this case, the calculation formula of the system noise temperature is as follows.

Ｔｓ＝Ｔａ＋Ｔｒ＋Ｌｒ＊Ｔｅ
また、一般的な条件のもとでは、Ｔａ、Ｔｒ、Ｔｅは以下の算出式でそれぞれ表される。 Ts = Ta + Tr + Lr * Te
Moreover, under general conditions, Ta, Tr, and Te are respectively expressed by the following calculation formulas.

Ｔａ＝（０．８７６＊Ｔｓｋｙ＋３６）／Ｌａ＋Ｔｔａ＊（１−１／Ｌａ）
Ｔｒ＝Ｔｔｒ＊（Ｌｒ−１）
Ｔｅ＝Ｔｏ＊（Ｆｎ−１）
ここで、Ｔｓｋｙ；スカイ雑音温度、Ｌａ；アンテナオーミック損、Ｔｔａ；アンテナ温度、Ｔｔｒ；給電系温度、Ｌｒ；給電系損失、Ｔｏ；器材（ＬＮＡ部）温度、Ｆｎ；ＬＮＡ雑音指数である。通常の設計においては、器材各部の標準温度としてＴｔａ＝Ｔｔｒ＝Ｔo＝２９０Ｋが用いられる。 Ta = (0.876 * Tsky + 36) / La + Tta * (1-1 / La)
Tr = Ttr * (Lr-1)
Te = To * (Fn-1)
Here, Tsky: Sky noise temperature, La: Antenna ohmic loss, Tta: Antenna temperature, Ttr: Feed system temperature, Lr: Feed system loss, To: Equipment (LNA part) temperature, Fn: LNA noise index. In a normal design, Tta = Ttr = To = 290K is used as the standard temperature of each part of the equipment.

上記算出式から、（外部から到来する雑音であるスカイ雑音は環境雑音であるため対象外）各損失を低減するとともに低雑音増幅器１５の雑音指数を低減することで、システム雑音温度を低減できる。本実施形態では、冷却により真空断熱槽１３の内部に格納されている受信フィルタ１４および低雑音増幅器１５の温度を下げることでシステム雑音温度の低減を図っている。 From the above calculation formula, the system noise temperature can be reduced by reducing each loss and reducing the noise figure of the low noise amplifier 15 (sky noise, which is noise coming from the outside, is not subject to environmental noise). In the present embodiment, the system noise temperature is reduced by lowering the temperatures of the reception filter 14 and the low noise amplifier 15 stored in the vacuum heat insulating tank 13 by cooling.

続いて、以上のように構成された飛しょう体１の作用について説明する。
先ず、飛しょう体１の発射前に冷却装置１８から加圧式液体窒素等を利用し、極めて低い温度のガスを外部から真空断熱容器１３内に供給して冷却を行う。発射直前または発射時に冷却装置１８は飛しょう体１から切り離される。その後、冷却部位の冷却ガス供給は止まるが、長時間でなければ超電導状態を維持できる。 Then, the effect | action of the flying body 1 comprised as mentioned above is demonstrated.
First, before launching the flying object 1, cooling is performed by using pressurized liquid nitrogen or the like from the cooling device 18 and supplying an extremely low temperature gas from the outside into the vacuum heat insulating container 13. The cooling device 18 is separated from the flying object 1 immediately before or at the time of launch. Thereafter, the supply of the cooling gas at the cooling site is stopped, but the superconducting state can be maintained unless the time is long.

次に、飛しょう体１が所定の方向に飛しょうを開始すると、アンテナ層１０からは走査範囲に向けて広帯域の電波を送信する。このとき、走査範囲内にステルス目標が存在する場合には、アンテナ層１０はステルス目標から微小な反射波を受信する。 Next, when the flying object 1 starts flying in a predetermined direction, a broadband radio wave is transmitted from the antenna layer 10 toward the scanning range. At this time, when a stealth target exists within the scanning range, the antenna layer 10 receives a minute reflected wave from the stealth target.

従来の電波シーカにおいては、このような微小な反射波に基づいて目標を探知することは出来なかった。しかし、本実施形態に係る飛しょう体１では、アンテナ層１０から低雑音増幅器１５までの給電損失をゼロに近づけると共に、超電導状態を生じるまで冷却することで低雑音増幅器１５におけるシステム雑音温度を低減させることで、受信層１２が高感度化されているため、微小な反射波に基づいてステルス目標であっても探知することができる。 In the conventional radio wave seeker, the target cannot be detected based on such a small reflected wave. However, in the flying object 1 according to the present embodiment, the power loss from the antenna layer 10 to the low noise amplifier 15 is brought close to zero, and the system noise temperature in the low noise amplifier 15 is reduced by cooling until a superconducting state occurs. By doing so, since the receiving layer 12 is highly sensitive, even a stealth target can be detected based on a minute reflected wave.

すなわち、本実施形態によれば、超電導技術を利用した受信フィルタ１４を受信層１２に搭載することで、アンテナの大幅な高感度化を実現可能となる。また、冷却装置１８を外部に配置することで発射後も発射装置側に残り再利用できる。このため、別の飛しょう体１の冷却が可能となり、コスト低減に寄与することができる。更に、冷却装置１８を外部に配置することで、内部に搭載する場合に比べて飛しょう体１の軽量化が可能となる。同様に、搭載する場合に必要となる容積分だけ省スペース化が可能となる。 That is, according to the present embodiment, it is possible to realize a significant increase in sensitivity of the antenna by mounting the reception filter 14 using the superconducting technology on the reception layer 12. In addition, by disposing the cooling device 18 outside, it can remain on the launching device side and be reused after launching. For this reason, cooling of another flying body 1 becomes possible, and it can contribute to cost reduction. Furthermore, by disposing the cooling device 18 outside, the flying body 1 can be reduced in weight as compared with the case where it is mounted inside. Similarly, the space can be saved by the volume required for mounting.

＜実施形態２＞
図２は、実施形態２に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。尚、図１において付された符号と共通する符号は同一の対象を表すため説明を省略し、以下では異なる箇所について詳細に説明する。 <Embodiment 2>
FIG. 2 is a cross-sectional view of the front portion of the flying body 1 according to the second embodiment. In addition, since the code | symbol common to the code | symbol attached | subjected in FIG. 1 represents the same object, description is abbreviate | omitted and it demonstrates in detail below about a different location.

図２に示されるように、本実施形態においては、冷却装置１８が飛しょう体１の外部に着脱可能に接続されるのではなく、本体部５側に内蔵されており、隔壁４の開口部を通って真空断熱槽１３に接続されている。また、冷却装置１８は、真空断熱槽１３に冷却物質として加圧式液体窒素等を供給するため、断熱容器を用いるものとする。 As shown in FIG. 2, in the present embodiment, the cooling device 18 is not detachably connected to the outside of the flying body 1, but is built in the main body 5, and the opening of the partition wall 4. It is connected to the vacuum heat insulating tank 13 through. The cooling device 18 uses a heat insulating container to supply pressurized liquid nitrogen or the like as a cooling substance to the vacuum heat insulating tank 13.

本実施形態によれば、加圧式液体窒素等は注入時に液体窒素等の沸点の温度で注入できる利点がある。更に、冷却装置１８を本体部５側に内蔵することで実施形態１の場合に比べて超電導状態を長時間に亘って維持することが可能となり、飛しょう体１が長時間飛しょうする場合に有効である。 According to this embodiment, pressurized liquid nitrogen or the like has an advantage that it can be injected at a boiling temperature such as liquid nitrogen at the time of injection. Further, by incorporating the cooling device 18 on the main body 5 side, it becomes possible to maintain the superconducting state for a long time compared to the case of the first embodiment, and when the flying object 1 flies for a long time. It is valid.

＜変形例＞
続いて、上記各実施形態の変形例について図面に基づいて説明する。尚、図１において付された符号と共通する符号は同一の対象を表すため説明を省略し、以下では異なる箇所について詳細に説明する。 <Modification>
Subsequently, modifications of the above-described embodiments will be described with reference to the drawings. In addition, since the code | symbol common to the code | symbol attached | subjected in FIG. 1 represents the same object, description is abbreviate | omitted and it demonstrates in detail below about a different location.

図３は、実施形態１の変形例（１）に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。ここでは、レドーム２と隔壁４によって仕切られた本体部５側において真空断熱槽１３に接続されて配置され、かつ、真空断熱槽１３に対して冷却物質を補給し、受信フィルタ１４および低雑音増幅器１５を超電導状態が生じる温度のまま維持する補助冷却装置１９を更に備えている。 FIG. 3 is a cross-sectional view of the front portion of the flying object 1 according to the modification (1) of the first embodiment. Here, the main body part 5 divided by the radome 2 and the partition wall 4 is connected to the vacuum heat insulating tank 13 and is supplied with a cooling substance, and the receiving filter 14 and the low noise amplifier. An auxiliary cooling device 19 is further provided to maintain 15 at a temperature at which the superconducting state is generated.

発射前においては外部接続された冷却装置１８によって飛しょう体１は冷却されている。発射直前または発射時に冷却装置１８が切り離された後、飛しょう体１に搭載された補助冷却装置１９から必要に応じて加圧式液体窒素等を注入し、冷却状態を保つ。すなわち、発射時に冷却装置１８は飛しょう体１から切り離され、冷却部位である真空断熱槽１３への冷却ガス供給は止まる。このため、そのままでは長時間の超電導状態の維持は困難であるが、補助冷却装置１９を搭載することで若干の重量増にはなるものの、より長時間の超電導状態の維持が可能となる。 Before the launch, the flying object 1 is cooled by the externally connected cooling device 18. After the cooling device 18 is disconnected immediately before or at the time of launching, pressurized liquid nitrogen or the like is injected from the auxiliary cooling device 19 mounted on the flying body 1 as necessary to maintain the cooling state. That is, the cooling device 18 is disconnected from the flying body 1 at the time of launch, and the supply of the cooling gas to the vacuum heat insulating tank 13 which is a cooling part is stopped. For this reason, it is difficult to maintain the superconducting state for a long time as it is, but it is possible to maintain the superconducting state for a longer time by installing the auxiliary cooling device 19 although the weight is slightly increased.

図４は、実施形態１の変形例（２）に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。ここでは、飛しょう体１は、排気管２０、着脱型真空ポンプ２１および逆止弁２２を更に備えている。排気管２０は、飛しょう体１の本体部５側に配置され、隔壁を貫通し、レドーム２の内部空間に連通された管である。着脱型真空ポンプ２１は、機体外部で排気管２０の端部に接続され、排気管２０を介してレドーム２の内部空間に真空状態を形成し、飛しょう体１の発射前に取り外されるポンプである。逆止弁２２は、着脱型真空ポンプ２１の取り外し時に排気管２０方向への逆流を防止する弁である。 FIG. 4 is a cross-sectional view of the front portion of the flying body 1 according to the modification (2) of the first embodiment. Here, the flying body 1 further includes an exhaust pipe 20, a detachable vacuum pump 21, and a check valve 22. The exhaust pipe 20 is a pipe that is disposed on the main body 5 side of the flying body 1, penetrates the partition wall, and communicates with the internal space of the radome 2. The detachable vacuum pump 21 is a pump that is connected to the end of the exhaust pipe 20 outside the airframe, forms a vacuum state in the internal space of the radome 2 via the exhaust pipe 20, and is removed before the flying body 1 is launched. is there. The check valve 22 is a valve that prevents backflow in the direction of the exhaust pipe 20 when the detachable vacuum pump 21 is removed.

このような構造により、発射直前に着脱型真空ポンプ２１によりレドーム２内部から空気を抜くことで空気による熱伝達が無くなるため、断熱性を高めることができる。また発射時、着脱型真空ポンプ２１は切り離されるが、逆止弁２２により空気を抜いた状態は保たれる。 With such a structure, heat transfer by air is eliminated by removing air from the inside of the radome 2 by the detachable vacuum pump 21 immediately before launch, so that heat insulation can be improved. At the time of launch, the detachable vacuum pump 21 is disconnected, but the check valve 22 keeps the air evacuated.

また、冷却装置１８による冷却温度は、周囲からの熱流入により冷却部位の温度が上昇する可能性がある。すなわち、各構成品からの熱伝導と飛しょう体１やレドーム２内の空気からの熱伝達等により熱流入する可能性がある。このため、冷却部位の温度は上昇しにくい方が望ましい。したがって、発射直前までに着脱型真空ポンプ２１によりレドーム２内部から空気を抜くことで空気による熱伝達がなくなり、断熱性を高めることが有効である。これにより、より長時間の超電導状態の維持が可能となる。 Moreover, the cooling temperature by the cooling device 18 may increase the temperature of the cooling part due to heat inflow from the surroundings. That is, there is a possibility that heat flows in due to heat conduction from each component and heat transfer from the air in the flying body 1 or radome 2. For this reason, it is desirable that the temperature of the cooling part is less likely to increase. Therefore, it is effective to improve heat insulation by removing air from the inside of the radome 2 by the detachable vacuum pump 21 immediately before launching, thereby eliminating heat transfer by air. Thereby, the superconducting state can be maintained for a longer time.

図５は、実施形態２の変形例（１）に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。ここでは、冷却装置１８は、冷却物質として窒素、アルゴン、ヘリウム等の高圧ガスを格納し、供給する高圧ガスボンベ１８Ａと、高圧ガスボンベ１８Ａから供給された高圧ガスを多孔質壁に通し、圧力差を保ちながら膨張させて真空断熱槽１３に供給し、真空断熱槽１３を冷却するミニクーラ１８Ｂと、から構成されている。 FIG. 5 is a cross-sectional view of the front portion of the flying body 1 according to the modification (1) of the second embodiment. Here, the cooling device 18 stores a high-pressure gas such as nitrogen, argon, and helium as a cooling substance, passes the high-pressure gas cylinder 18A to be supplied, and the high-pressure gas supplied from the high-pressure gas cylinder 18A through the porous wall, thereby reducing the pressure difference. The mini-cooler 18 </ b> B that is expanded while being supplied and supplied to the vacuum heat insulation tank 13 and cools the vacuum heat insulation tank 13.

飛しょう体１の発射直前に窒素等の高圧ガスが封入された高圧ガスボンベ１８Ａからミニクーラ１８Ｂに高圧ガスが供給されると、ミニクーラ１８Ｂではジュールトムソン効果による断熱冷却により極めて低い温度のガスが生成される。これにより、真空断熱槽１３を冷却できる。上記実施形態２のように、加圧式液体窒素等は注入時に液体窒素等の沸点の温度で注入できる利点があるが、封入されるボンベが十分断熱されている必要があるため、それ自体重量化の一因となる可能性がある。 When high pressure gas is supplied to the mini cooler 18B from the high pressure gas cylinder 18A in which high pressure gas such as nitrogen is sealed immediately before the launch of the flying object 1, the mini cooler 18B generates extremely low temperature gas by adiabatic cooling by the Joule-Thompson effect. The Thereby, the vacuum heat insulation tank 13 can be cooled. As in Embodiment 2 above, pressurized liquid nitrogen or the like has the advantage that it can be injected at the boiling temperature of liquid nitrogen or the like at the time of injection. May contribute.

これに対し、図５に示す冷却装置１８では、高圧ガスボンベ１８Ａからの高圧ガス注入時にミニクーラ１８Ｂによって極めて低い温度のガスを生成する構成のため、ボンベ自体の断熱は必要ない。飛しょう体１の構成品の小型軽量化が望まれることから、図２に示した冷却装置１８に比べて飛しょう体１の軽量化に対し利点がある。 On the other hand, in the cooling device 18 shown in FIG. 5, since the minicooler 18B generates a gas at an extremely low temperature when the high pressure gas is injected from the high pressure gas cylinder 18A, it is not necessary to insulate the cylinder itself. Since the components of the flying object 1 are desired to be reduced in size and weight, there is an advantage in reducing the weight of the flying object 1 compared to the cooling device 18 shown in FIG.

図６は、実施形態２の変形例（２）に係る飛しょう体１の前方部における断面図である。ここでは、飛しょう体１は、排気管２０と真空ポンプ２３を更に備えている。排気管２０は、隔壁４を貫通し、レドーム２の内部空間に連通された管である。真空ポンプ２３は、飛しょう体１の本体部５側に内蔵され、かつ、排気管２０の端部に接続され、レドーム２の内部空間に真空状態を形成するポンプである。 FIG. 6 is a cross-sectional view of the front portion of the flying body 1 according to the modification (2) of the second embodiment. Here, the flying body 1 further includes an exhaust pipe 20 and a vacuum pump 23. The exhaust pipe 20 is a pipe that penetrates the partition wall 4 and communicates with the internal space of the radome 2. The vacuum pump 23 is a pump that is built in the body 5 side of the flying body 1 and is connected to the end of the exhaust pipe 20 to form a vacuum state in the internal space of the radome 2.

冷却装置１８が注入する加圧式液体窒素等（冷却物質）の温度は極めて低いため、注入した加圧式液体窒素等の温度が放熱により奪われて上昇しにくい方が望ましい。各構成品への熱伝導と飛しょう体１やレドーム２内の空気への熱伝達等により熱は奪われ、冷却温度が上昇する要因となる。発射直前に真空ポンプ２３によりレドーム２内部から空気を抜くことで空気への熱伝達がなくなり、断熱性を高めることができる。尚、この構造を拡張して、レドーム２内部だけでなく、飛しょう体１の内部全体を真空断熱槽とすることにより、断熱性をさらに高めることもできる。 Since the temperature of the pressurized liquid nitrogen or the like (cooling substance) injected by the cooling device 18 is extremely low, it is desirable that the temperature of the injected pressurized liquid nitrogen or the like is not easily raised due to heat dissipation. Heat is taken away by heat conduction to each component and heat transfer to the air in the flying object 1 and radome 2, which causes the cooling temperature to rise. By removing air from the radome 2 with the vacuum pump 23 immediately before launching, heat transfer to the air is eliminated and heat insulation can be improved. In addition, by extending this structure so that not only the inside of the radome 2 but also the entire inside of the flying body 1 is a vacuum heat insulating tank, the heat insulating property can be further enhanced.

以上、本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施することが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。 As mentioned above, although some embodiment of this invention was described, these embodiment is shown as an example and is not intending limiting the range of invention. These novel embodiments can be implemented in various other forms, and various omissions, replacements, and changes can be made without departing from the spirit of the invention. These embodiments and modifications thereof are included in the scope and gist of the invention, and are included in the invention described in the claims and the equivalents thereof.

１…飛しょう体、２…レドーム、３…シーカ部、４…隔壁、５…本体部、１０…アンテナ層、１１…送信層、１２…受信層、１３…真空断熱槽、１４…受信フィルタ、１５…低雑音増幅器、１６…信号合成部、１７…冷却物質供給管、１８…冷却装置、１８Ａ…高圧ガスボンベ、１８Ｂ…ミニクーラ、１９…補助冷却装置、２０…排気管、２１…着脱型真空ポンプ、２２…逆止弁、２３…真空ポンプ。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Flying object, 2 ... Radome, 3 ... Seeker part, 4 ... Bulkhead, 5 ... Main part, 10 ... Antenna layer, 11 ... Transmission layer, 12 ... Reception layer, 13 ... Vacuum heat insulation tank, 14 ... Reception filter, DESCRIPTION OF SYMBOLS 15 ... Low noise amplifier, 16 ... Signal synthesizer, 17 ... Cooling substance supply pipe, 18 ... Cooling device, 18A ... High pressure gas cylinder, 18B ... Mini cooler, 19 ... Auxiliary cooling device, 20 ... Exhaust pipe, 21 ... Detachable vacuum pump 22 ... Check valve, 23 ... Vacuum pump.

Claims

目標に向けて電波を送信するとともに、その反射波を受信する複数のアンテナ素子からなるアンテナ層と、
超電導素材からなり、前記アンテナ層で受信された受信信号に対して所定の帯域を通過させる受信フィルタと、
前記受信フィルタからの前記受信信号を増幅する低雑音増幅器と、
前記受信フィルタおよび前記低雑音増幅器を真空断熱状態で格納する真空断熱槽と、
前記低雑音増幅器で増幅された増幅信号に基づいて前記目標の探知に係るマルチビームを合成する信号合成部と、
前記真空断熱槽に対して気体または液体からなる低温の冷却物質を供給し、前記受信フィルタおよび前記低雑音増幅器を超電導状態が生じる温度まで冷却する冷却装置と、
電波透過素材によって形成され、飛しょう体の前方部において少なくとも前記アンテナ層、前記受信フィルタ、前記真空断熱槽および前記信号合成部を格納・保護するレドームと、
を備えることを特徴とする飛しょう体。 An antenna layer composed of a plurality of antenna elements for transmitting radio waves toward the target and receiving the reflected waves;
A reception filter made of a superconducting material and passing a predetermined band with respect to a reception signal received by the antenna layer;
A low noise amplifier that amplifies the received signal from the receive filter;
A vacuum insulation tank for storing the reception filter and the low noise amplifier in a vacuum insulation state;
A signal synthesizer for synthesizing a multi-beam according to the target detection based on the amplified signal amplified by the low noise amplifier;
A cooling device for supplying a low-temperature cooling substance made of gas or liquid to the vacuum heat insulation tank, and cooling the reception filter and the low-noise amplifier to a temperature at which a superconducting state occurs;
A radome that is formed of a radio wave transmitting material and stores and protects at least the antenna layer, the reception filter, the vacuum heat insulating tank, and the signal synthesis unit in the front part of the flying object,
A flying body characterized by comprising.

前記冷却装置は、前記飛しょう体の外部に着脱可能に設けられ、前記真空断熱槽に接続された冷却物質供給管を介して前記冷却物質を供給後、かつ、前記飛しょう体の発射前に取り外されることを特徴とする請求項１記載の飛しょう体。 The cooling device is detachably provided outside the flying body, and after supplying the cooling material via a cooling material supply pipe connected to the vacuum heat insulating tank, and before the flying body is launched. The flying object according to claim 1, wherein the flying object is removed.

前記レドームと隔壁によって仕切られた本体部側に内蔵され、かつ、前記真空断熱槽に接続され、前記真空断熱槽に対して前記冷却物質を補給し、前記受信フィルタおよび前記低雑音増幅器を超電導状態が生じる温度のまま維持する補助冷却装置を更に備えることを特徴とする請求項２記載の飛しょう体。 Built in the main body side partitioned by the radome and the partition wall, and connected to the vacuum heat insulation tank, replenishing the cooling material to the vacuum heat insulation tank, and superposing the reception filter and the low noise amplifier The flying body according to claim 2, further comprising an auxiliary cooling device that maintains the temperature at which the temperature is generated.

前記レドームと隔壁によって仕切られた本体部側に設けられ、前記隔壁を貫通し、前記レドームの内部空間に連通する排気管と、
前記機体外部側で前記排気管の端部に接続され、前記排気管を介して前記レドームの内部空間に真空状態を形成し、前記飛しょう体の発射前に取り外される着脱型真空ポンプと、
前記着脱型真空ポンプの取り外し時に前記排気管への逆流を防止する逆止弁と、
を更に備えることを特徴とする請求項２または請求項３記載の飛しょう体。 An exhaust pipe provided on the main body side partitioned by the radome and the partition wall, penetrating the partition wall and communicating with the internal space of the radome;
A detachable vacuum pump connected to the end of the exhaust pipe on the outside of the airframe, forming a vacuum state in the internal space of the radome via the exhaust pipe, and being removed before launching the flying body,
A check valve that prevents backflow to the exhaust pipe when the detachable vacuum pump is removed;
The flying body according to claim 2, further comprising:

前記冷却装置は、前記レドームと隔壁によって仕切られた本体部側に内蔵され、前記隔壁の開口部を通って前記真空断熱槽に接続されることを特徴とする請求項１記載の飛しょう体。 The flying body according to claim 1, wherein the cooling device is built in a main body portion partitioned by the radome and a partition, and is connected to the vacuum heat insulating tank through an opening of the partition.

前記冷却装置は、前記冷却物質として加圧式の液体窒素、液体アルゴンまたは液体ヘリウムを供給することを特徴とする請求項５記載の飛しょう体。 6. The flying body according to claim 5, wherein the cooling device supplies pressurized liquid nitrogen, liquid argon, or liquid helium as the cooling substance.

前記冷却装置は、
前記冷却物質として窒素、アルゴンまたはヘリウムの高圧ガスを格納し、供給する高圧ガスボンベと、
前記高圧ガスボンベから供給された前記高圧ガスを多孔質壁に通し、圧力差を保ちながら膨張させて前記真空断熱槽に供給し、前記真空断熱槽を冷却するミニクーラと、
からなることを特徴とする請求項５記載の飛しょう体。 The cooling device is
A high pressure gas cylinder storing and supplying a high pressure gas of nitrogen, argon or helium as the cooling material;
A mini-cooler that passes the high-pressure gas supplied from the high-pressure gas cylinder through a porous wall, expands while maintaining a pressure difference, supplies the vacuum heat-insulating tank, and cools the vacuum heat-insulating tank;
The flying body according to claim 5, comprising:

前記隔壁を貫通し、前記レドームの内部空間に連通する排気管と、
前記レドームと隔壁によって仕切られた本体部側に内蔵され、かつ、前記排気管の端部に接続され、前記レドームの内部空間に真空状態を形成する真空ポンプと、
を更に備えることを特徴とする請求項５乃至請求項７のいずれか一項記載の飛しょう体。 An exhaust pipe passing through the partition and communicating with the internal space of the radome;
A vacuum pump that is built in the main body side partitioned by the radome and the partition wall, and is connected to an end of the exhaust pipe, and forms a vacuum state in the internal space of the radome;
The flying body according to any one of claims 5 to 7, further comprising: