JP6071237B2 - 航空機防御装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機防御装置及び航空機防御方法に関する。

航空機に搭載される空対空ミサイル（ＡＡＭ）は、近年、機体旋回能力の向上やシーカ視野の拡大により、前方目標のみならず側方目標への発射が可能となっている。後方目標については、自機から後方に発射されるミサイルのアイデアが古くから存在する。しかし、後方に発射されるミサイルは、発射後一時的に対気速度がゼロになるために機体運動制御が困難になるという問題があり、未だ実用化されていない。

したがって、後方の敵航空機を排除することができず、後方の敵航空機によるミサイル又は固定武装を用いた攻撃は大きな脅威となる。自機を後方から攻撃するミサイルに対する防御方法として、フレア、チャフ、ＥＣＭ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｕｎｔｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅｓ）によりミサイルを欺瞞する方法が用いられている。しかし、近年はミサイルに搭載されるシーカの識別能力が向上しているため、ミサイルを欺瞞することが難しくなっている。

図１は、本発明に関連する技術として、特許文献１に記載の後方目標用対空ミサイル１０２を示している。ミサイル１０２は、コントロール翼１０４と、ＴＶＣ（Ｔｈｒｕｓｔ Ｖｅｃｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ）装置１０７とを備える。コントロール翼１０４はミサイル１０２の前胴部１０３に設けられ、ＴＶＣ装置１０７はミサイル１０２の尾部に設けられる。ＴＶＣ装置１０７の主ロケットモータのノズル１０８が離脱可能なドーム１０６に覆われる。

自機の後方から接近する敵戦闘機やミサイルのような脅威が発生した場合、ミサイル１０２が自機から後ろ向きに投下される。投下後、ミサイル１０２の速度がある速度に低下するまでは、ミサイル１０２はコントロール翼１０４の操舵により自機の速度方向に安定飛しょうを行う。ミサイル１０２の速度がある速度に低下したら、ＴＶＣ装置１０７の主ロケットモータに点火する。ノズル１０８からの噴流は、ドーム１０６を自機の速度方向に離脱し、ミサイル１０２を自機の速度方向の逆方向に加速する推力を発生する。この後、コントロール翼１０４は前翼として使用され、ミサイル１０２の誘導・制御は前翼１０４による操舵及びＴＶＣ装置１０７によるＴＶＣの組合せにより実行される。

ＴＶＣ装置１０７を搭載しているため、ミサイル１０２は対気速度がゼロのときでもある程度の機体運動能力を確保することが可能であると考えられる。しかしながら、ＴＶＣ装置１０７を搭載するとミサイル１０２の小型化が困難になり、自機に多数のミサイル１０２を搭載することができなくなると考えられる。

特許文献２は、航空機防御装置を開示している。航空機防御装置は、自機の後方から接近する敵戦闘機やミサイルのような脅威が発生した場合使用され、航空機から放出されるときに航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体を具備する。飛しょう体は、飛しょう体の後方の飛行物体をロックオンするシーカと、操舵翼と、飛しょう体と飛行物体とが相対的に接近するように操舵翼を駆動する操舵装置とを備える。航空機から受ける初速を利用して飛行するため、飛しょう体は推進装置を備える必要がない。したがって、飛しょう体の小型化が可能であり、多数の飛しょう体を航空機に搭載することができる。

特開平６−３４１７９８号公報 特開２０１２−２１７５４号公報

本発明の目的は、航空機を後方の脅威から防御するための航空機防御装置及び航空機防御方法において、脅威を破壊する確率を高めることである。

以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。

本発明による航空機防御装置は、航空機（１０）から放出されるときに前記航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体（３０）を具備する。前記飛しょう体は、前記飛しょう体の後方の飛行物体（８０）をロックオンするシーカ（３３）と、操舵翼（４０）と、前記飛しょう体と前記飛行物体とが相対的に接近するように前記操舵翼を駆動する操舵装置（３９）と、複数のフラグメント（５３）を前記飛しょう体の後方に向けて円錐状に飛散させる弾頭（３７）とを備える。

前記複数のフラグメントは金属製であることが好ましい。

前記弾頭は、前記飛しょう体の後方側が細い錐台又は錐体に成形されたさく薬（５１）と、前記さく薬よりも前記飛しょう体の後方側に配置される弾かく（５２）とを備えることが好ましい。前記弾頭が起爆すると前記弾かくが破砕されて前記複数のフラグメントが生成することが好ましい。

本発明による航空機防御方法は、後方の飛行物体（８０）をロックオンするシーカ（３３）を備えた飛しょう体（３０）を航空機（１０）から放出するステップと、前記航空機から放出されたときに前記航空機から受けた初速を利用して飛行しながら、前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近するステップと、前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近した後に前記飛しょう体の弾頭（３７）が複数のフラグメント（５３）を飛散させるステップとを具備する。前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出する。前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップは、前記シーカが出力する信号に基づいて前記飛しょう体の操舵翼（４０）を駆動するステップを備える。前記弾頭が前記複数のフラグメントを飛散させる前記ステップにおいて、前記複数のフラグメントを前記飛しょう体の後方に向けて円錐状に飛散させる。

本発明によれば、航空機を後方の脅威から防御するための航空機防御装置及び航空機防御方法において、脅威を破壊する確率を高めることができる。

図１は、従来の後方目標用対空ミサイルの概略図である。 図２は、本発明の第１の実施形態に係る航空機防御装置及び航空機防御方法の概念図である。 図３は、第１の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体放出装置のブロック図である。 図４は、第１の実施形態に係る航空機防御装置が備える飛しょう体の斜視図である。 図５は、飛しょう体の弾頭の構造を示す概略図である。 図６は、弾頭起爆時のフラグメント飛散パターンを示す概念図である。 図７は、フラグメントによる飛行物体の破壊メカニズムの概念図である。 図８は、フラグメントによる飛行物体の他の破壊メカニズムの概念図である。

添付図面を参照して、本発明による航空機防御装置及び航空機防御方法を実施するための形態を以下に説明する。

（第１の実施形態）
図２を参照して、本発明の第１の実施形態に係る航空機防御装置は、飛行中の航空機１０を飛行物体８０のような後方の脅威から防御するために用いられる。以下、飛行物体８０が空対空ミサイル（ＡＡＭ）の場合を説明するが、飛行物体８０は敵航空機のようなＡＡＭ以外の飛行物体でもよい。航空機１０は、尾翼１１と、機体尾部（胴体の尾部）１０ａとを備えている。図において航空機１０は戦闘機として示されているが、航空機１０は輸送機や哨戒機であってもよい。

第１の実施形態に係る航空機防御装置は、飛しょう体放出装置２０と、飛しょう体３０とを備えている。飛しょう体放出装置２０は機体尾部１０ａに設けられる。飛しょう体３０は飛しょう体放出装置２０によって機体尾部１０ａから放出される。

図３を参照して、飛しょう体放出装置２０は、放出機構２１を備える。以下、機体尾部１０ａに設けられた放出機構２１から飛しょう体３０が放出される場合を説明するが、放出機構２１は航空機１０のパイロンや機体胴体に設けられてもよい。

図４を参照して、飛しょう体３０は、胴体３１と、翼３２と、シーカ３３と、オートパイロット３４と、慣性装置３５と、信管３６と、弾頭３７と、サーボアンプ３８と、操舵装置３９と、操舵翼４０と、フェアリング４１とを備える。胴体３１は、飛しょう体軸線Ｓを軸とする円筒形状を有する。翼３２は、例えば、胴体３１の後部に設けられた固定安定翼である。シーカ３３は、飛しょう体３０の後方の目標をロックオン可能なように、胴体３１の後部に設けられる。オートパイロット３４、慣性装置３５、信管３６、弾頭３７、サーボアンプ３８、及び操舵装置３９は、胴体３１内に設けられる。操舵翼４０は操舵装置３９に設けられる。フェアリング４１は胴体３１の先端に設けられる。操舵装置３９は操舵翼４０を駆動する。シーカ３３は、飛しょう体３０を目標に誘導するために、加速度指令の信号を出力する。慣性装置３５は、飛しょう体３０の加速度を検出して検出加速度として出力する。オートパイロット３４は、加速度指令及び検出加速度に基づいて、舵角指令を出力する。サーボアンプ３８は、舵角指令と操舵翼４０の舵角とが一致するように、操舵装置３９を制御する。すなわち、操舵装置３９は、シーカ３３がロックオンした目標と飛しょう体３０とが相対的に接近するように操舵翼４０を駆動する。信管３６は、近接信管であって、目標の近傍で弾頭３７を起爆する。起爆された弾頭３７は、多数のフラグメントを飛散させる。フラグメントによって目標が破壊される。

飛しょう体３０が推進装置を備えないため、飛しょう体３０の小型化が可能である。したがって、多数の飛しょう体３０を航空機１０に搭載することができる。

図５を参照して、弾頭３７の構造を説明する。弾頭３７は、複数のフラグメントを飛しょう体３０の後方に向けて円錐状に飛散させるために適した構造を有する。弾頭３７は、例えば、飛しょう体３０の後方側が細く飛しょう体軸線Ｓを軸とする錐台（円錐台又は角錐台）に成形されたさく薬５１と、さく薬５１よりも飛しょう体３０の後方側に配置された弾かく５２とを備える。弾かく５２は、飛しょう体軸線Ｓを軸とする柱体（円柱体又は角柱体）にさく薬５１の形状に対応する凹部を形成した形状を有する。弾かく５２は、金属又は他の材料により形成される。さく薬５１は、弾かく５２の凹部に配置される。弾頭３７が起爆したときに破砕されやすいように、弾かく５２には格子状の溝が形成されることが好ましい。尚、弾頭３７の構造は図５に示す例に限定されない。さく薬５１は、飛しょう体３０の後方側が細く飛しょう体軸線Ｓを軸とする錐体（円錐体又は角錐体）に成形されてもよい。

以下、本実施形態に係る航空機防御方法を説明する。

放出機構２１は、シーカ３３が航空機１０の後方を向いた状態で飛しょう体３０を保持する。航空機１０のパイロットは、航空機１０の後方から接近する飛行物体８０に気づいた場合、手動操作により放出トリガ信号を生成する。放出機構２１は、放出トリガ信号に応答して、シーカ３３が航空機１０の後方を向く姿勢で飛しょう体３０を放出する。すなわち、放出された瞬間における飛しょう体３０の航空機１０に対する相対速度がほぼゼロである。

ここで、飛しょう体３０が機体尾部１０ａから放出されるため、飛しょう体３０が尾翼１１に衝突することが防止される。

尚、シーカ３３が飛行物体８０をロックオンした後に飛しょう体３０を放出してもよく、放出後にシーカ３３が飛行物体８０をロックオンしてもよい。

飛しょう体３０は、放出されるときに航空機１０から受けた初速を利用して飛行する。操舵装置３９は、シーカ３３が出力する信号に基づいて、飛しょう体３０の後方から飛行物体８０が追いつく形で飛しょう体３０と飛行物体８０とが相対的に接近するように操舵翼４０を駆動する。ここで、飛しょう体３０は、推進装置を用いずに、初速のみで飛しょう体３０の機体運動制御に必要な空気力を得て自律誘導を行う。飛しょう体３０は、空気抵抗により速度が徐々に低下しながら飛行物体８０に接近し、飛行物体８０の近傍で弾頭３７を起爆して飛行物体８０を破壊する。このように、本実施形態に係る航空機防御装置は航空機１０を後方の脅威から防御する。

ここで、飛しょう体３０が放出されるときに航空機１０から受けた初速を利用して飛行するため、飛しょう体３０と飛行物体８０の対気速度方向が一致する。そのため、飛しょう体３０と飛行物体８０の相対速度が小さくなり、且つ、誘導時間が長くなる。したがって、本実施形態によれば、推力装置を有して目標に向かう方向の対気速度で飛行する通常の飛しょう体に比べて、飛行物体８０の近傍に飛しょう体３０を誘導することが容易になる。

図６を参照して、弾頭３７が起爆したときのフラグメント飛散パターンを説明する。弾頭３７が起爆すると、さく薬５１の燃焼により、弾かく５２が破砕されて複数のフラグメント５３が生成し、複数のフラグメント５３が飛しょう体３０の後方に向けて飛しょう体軸線Ｓを軸とする円錐状に飛散される。飛散したフラグメント５３により飛行物体８０が破壊される。尚、弾かく５２が金属製の場合、金属製のフラグメント５３が生成される。

図７を参照して、フラグメント５３による飛行物体８０の破壊メカニズムを説明する。フラグメント５３を衝突させて飛行物体８０を破壊する。飛しょう体３０の後方に向けて複数のフラグメント５３を飛散させることで、フラグメント５３と飛行物体８０の間の相対速度の平均値が増し、フラグメント５３の衝突による破壊力を高めることができる。特に、シーカが搭載される飛行物体８０の先端部の破壊効果を高めることができる。更に、フラグメント５３を円錐状に飛散させることで、同数のフラグメント５３を球状に飛散させる場合に比べて、フラグメント５３が飛行物体８０の進行延長線上に密に存在する時間が長くなり、フラグメント５３と飛行物体８０とが衝突する確率を高めることができる。すなわち、飛しょう体３０の後方に向けて複数のフラグメント５３を円錐状に飛散させることで、飛行物体８０を破壊する確率を高めることができる。

図８を参照して、フラグメント５３による飛行物体８０の他の破壊メカニズムを説明する。複数のフラグメント５３が金属製であり、且つ、飛行物体８０がレーダー式近接信管及び弾頭を備える場合、飛行物体８０が航空機１０に接近する前に、飛行物体８０のレーダー式近接信管が金属製のフラグメント５３で反射したレーダー反射波を検知して飛行物体８０の弾頭を起爆させる。金属製のフラグメント５３を飛しょう体３０の後方に向かって円錐状に飛散させることで、同数の金属製のフラグメント５３を球状に飛散させる場合に比べて、金属性のフラグメント５３が飛行物体８０の進行延長線上に密に存在する時間が長くなり、金属製のフラグメント５３で反射したレーダー反射波により飛行物体８０の弾頭が起爆する確率を高めることができる。

以上、実施の形態を参照して本発明による航空機防御装置及び航空機防御方法を説明したが、本発明による航空機防御装置及び航空機防御方法は上記実施形態に限定されない。上記実施形態に変更を加えることが可能である。例えば、飛しょう体放出装置２０が飛しょう体３０を自動的に放出してもよい。

１０…航空機
１０ａ…機体尾部
１１…尾翼
２０…飛しょう体放出装置
２１…放出機構
２２…後方警戒センサ
２３…演算部
３０…飛しょう体
３１…胴体
３２…翼
３３…シーカ
３４…オートパイロット
３５…慣性装置
３６…信管
３７…弾頭
３８…サーボアンプ
３９…操舵装置
４０…操舵翼
４１…フェアリング
５１…さく薬
５２…弾かく
５３…フラグメント
６０…レーダー反射波
Ｓ…飛しょう体軸線
１０２…後方目標用対空ミサイル
１０３…前胴部
１０４…コントロール翼
１０６…ドーム
１０７…ＴＶＣ装置
１０８…推進用ノズル

Claims (4)

1. 航空機から放出されるときに前記航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体を具備し、
   前記飛しょう体は、
   前記飛しょう体の後方の飛行物体をロックオンするシーカと、
   操舵翼と、
   前記飛しょう体と前記飛行物体とが相対的に接近するように前記操舵翼を駆動する操舵装置と、
   複数のフラグメントを前記飛しょう体の後方に向けて円錐状に飛散させる弾頭と
   を備え、
   前記弾頭は、
   さく薬と、
   前記さく薬よりも前記飛しょう体の後方側に配置され、格子状の溝が形成された弾かくと
   を備え、
   前記さく薬は、前記弾かくの前記格子状の溝が形成されている部分の凹部に配置され、
   前記さく薬は、前記飛しょう体の後方側が細い錐台又は錐体に成形され、
   前記弾頭が起爆すると前記弾かくが破砕されて前記複数のフラグメントが生成する
   航空機防御装置。
2. 前記複数のフラグメントは金属製である
   請求項１の航空機防御装置。
3. 後方の飛行物体をロックオンするシーカを備えた飛しょう体を航空機から放出するステップと、
   前記航空機から放出されたときに前記航空機から受けた初速を利用して飛行しながら、前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近するステップと、
   前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近した後に前記飛しょう体の弾頭が複数のフラグメントを飛散させるステップと
   を具備し、
   前記飛しょう体を前記航空機から放出する前記ステップにおいて、前記シーカが前記航空機の後方を向く姿勢で前記飛しょう体を放出し、
   前記飛しょう体が前記飛行物体へ相対的に接近する前記ステップは、前記シーカが出力する信号に基づいて前記飛しょう体の操舵翼を駆動するステップを備え、
   前記弾頭が前記複数のフラグメントを飛散させる前記ステップにおいて、前記複数のフラグメントを前記飛しょう体の後方に向けて円錐状に飛散させ、
   前記弾頭は、
   さく薬と、
   前記さく薬よりも前記飛しょう体の後方側に配置され、格子状の溝が形成された弾かくと
   を備え、
   前記弾頭の起爆前に、前記さく薬は、前記弾かくの前記格子状の溝が形成されている部分の凹部に配置され、
   前記さく薬は、前記飛しょう体の後方側が細い錐台又は錐体に成形され、
   前記弾頭が起爆すると前記弾かくが破砕されて前記複数のフラグメントが生成する
   航空機防御方法。
4. 航空機から放出されるときに前記航空機から受ける初速を利用して飛行する飛しょう体を具備し、
   前記飛しょう体は、
   前記飛しょう体の後方の飛行物体をロックオンするシーカと、
   操舵翼と、
   前記飛しょう体と前記飛行物体とが相対的に接近するように前記操舵翼を駆動する操舵装置と、
   複数のフラグメントを前記飛しょう体の後方に向けて円錐状に飛散させる弾頭と
   を備え、
   前記弾頭は、
   さく薬と、
   前記さく薬よりも前記飛しょう体の後方側に配置され、格子状の溝が形成された弾かくと
   を備え、
   前記さく薬は、前記弾かくの前記格子状の溝が形成されている部分の凹部に配置され、
   前記弾かくは、飛しょう体軸線を軸とする柱体に前記凹部を形成した形状を有する
   航空機防御装置。
   
   
   
   

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