JPH0560497A - Missile defense device - Google Patents
Missile defense deviceInfo
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- JPH0560497A JPH0560497A JP23962491A JP23962491A JPH0560497A JP H0560497 A JPH0560497 A JP H0560497A JP 23962491 A JP23962491 A JP 23962491A JP 23962491 A JP23962491 A JP 23962491A JP H0560497 A JPH0560497 A JP H0560497A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】この発明は、ミサイル防御装置に
関し、さらに詳しくは、自方の機体を追尾しながら飛来
するミサイルを破壊あるいは回避するためのミサイル防
御装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a missile defense device, and more particularly to a missile defense device for destroying or avoiding a missile flying while tracking its own body.
【０００２】[0002]
【従来の技術】第１の従来例としては、特開昭６１−１
９０２９８号公報で開示されたミサイル防御装置が挙げ
られる。図４は、そのミサイル防御装置（５０１）の構
成を示すブロック図である。このミサイル防御装置（５
０１）において、赤外線放射器（１１）と，変調器（１
２）は、自方の機体（以下、自機と略記）（１３）に収
容されている。変調器（１２）は、赤外線放射器（１
１）から出力された赤外線の放射強度を変調する機能を
有する。2. Description of the Related Art As a first conventional example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 61-1
The missile protection device disclosed in Japanese Patent No. 90298 can be mentioned. FIG. 4 is a block diagram showing the configuration of the missile defense device (501). This missile defense device (5
01), an infrared radiator (11) and a modulator (1
2) is housed in its own machine (hereinafter abbreviated as own machine) (13). The modulator (12) is an infrared radiator (1
It has a function of modulating the radiation intensity of the infrared light output from 1).
【０００３】ミサイル防御装置（５０１）が対象として
いるミサイルは、非画像型の赤外線センサを持つ赤外線
追尾装置により目標を追尾するミサイルである。非画像
型の赤外線センサにおいては、ミサイルの目標の放射す
る赤外線の像が、回転するレチクル（透過窓がパターン
化されて形成された板）上に結像し、レチクルを透過し
た赤外線が赤外線検知器で光電変換され、出力される。
赤外線検知器の出力は、レチクル上の結像位置すなわち
目標の方向に応じて異なる変調を受ける。この変調パタ
ーンにより上記赤外線追尾装置は、目標の方向を認識し
追尾する。The missile targeted by the missile defense device (501) is a missile which tracks a target by an infrared tracking device having a non-image type infrared sensor. In the non-image type infrared sensor, the infrared image emitted by the target of the missile is formed on a rotating reticle (a plate with a transparent window patterned), and the infrared light transmitted through the reticle is detected by infrared rays. It is photoelectrically converted by the device and output.
The output of the infrared detector undergoes different modulation depending on the image forming position on the reticle, that is, the direction of the target. With this modulation pattern, the infrared tracking device recognizes and tracks the direction of the target.
【０００４】ミサイル防御装置（５０１）は、ミサイル
の赤外線追尾装置に、赤外線放射器（１１）から放射す
る赤外線を変調器（１２）で欺瞞的に変調して送り、上
記赤外線追尾装置に誤った目標方向情報を与え、自機が
被弾するのを回避する。The missile defense device (501) deceptively modulates the infrared rays emitted from the infrared radiator (11) by the modulator (12) and sends it to the infrared tracking device of the missile, and sends it to the infrared tracking device erroneously. Give target direction information to avoid hitting your own aircraft.
【０００５】第２の従来例としては、特開昭６４−７９
５９７号公報，特開平１−２３４８００号公報および特
開平２−２５１０９７号公報で開示されたミサイル防御
装置が挙げられる。これらのミサイル防御装置は、レー
ダ誘導方式のミサイルに対応するためのものである。レ
ーダ誘導方式のミサイルとしては、特開昭６４−６７５
９４号公報で開示されたミサイルが知られている。図５
は、レーダ誘導方式のミサイル等に対抗するためのミサ
イル防御装置の構成を示すブロック図である。このミサ
イル防御装置（５０２）において、レーダ装置（１５）
と，信号処理装置（１６）と，予測処理装置（１７）
と，記憶器（１８）と，砲弾発射手段（１９）は、機体
（１３）に収容されている。A second conventional example is Japanese Patent Laid-Open No. 64-79.
Examples include the missile defense device disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 597, Japanese Patent Application Laid-Open No. 1-234800, and Japanese Patent Application Laid-Open No. 2-251097. These missile protection devices are intended for use with radar-guided missiles. A radar guided missile is disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 64-675.
The missile disclosed in Japanese Patent Publication No. 94 is known. Figure 5
FIG. 3 is a block diagram showing a configuration of a missile defense device for combating a radar-guided missile or the like. In this missile defense device (502), the radar device (15)
And signal processing device (16) and prediction processing device (17)
The memory device (18) and the shell firing means (19) are housed in the body (13).
【０００６】ミサイル防御装置（５０２）では、まず、
レーダ装置（１５）により飛来するミサイル（２０）の
位置情報を計測し、前記位置情報を信号処理装置（１
６）に送る。信号処理装置（１６）は、前記位置情報の
変化からミサイルの速度と加速度を算出し、その速度と
加速度を予測処理装置（１７）に送る。予測処理装置
（１７）は、記憶器（１８）に格納された飛翔テーブル
に当てはめてミサイルの軌道を予測する。次に、発射し
た砲弾や誘導弾が、前記軌道上の衝突予想位置で上記飛
来するミサイル（２０）と衝突するように砲弾発射手段
（１９）から砲弾や誘導弾を発射する。In the missile defense device (502), first,
Position information of the missile (20) flying by the radar device (15) is measured, and the position information is measured by the signal processing device (1
Send to 6). The signal processing device (16) calculates the velocity and acceleration of the missile from the change in the position information, and sends the velocity and acceleration to the prediction processing device (17). The prediction processing device (17) predicts the trajectory of the missile by applying it to the flight table stored in the storage device (18). Next, the projectile (19) is launched from the projectile (19) so that the launched projectile or guided projectile collides with the flying missile (20) at the expected collision position on the orbit.
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】上記第１の従来例によ
るミサイル防御装置では、レーダを使用して目標を追尾
する追尾装置に対しては効力を持たない問題点がある。
また、２次元の赤外線画像センサを備えた赤外線追尾装
置に対しては、効力を持たないばかりか、放射した赤外
線によりかえって自機の位置をミサイルに教える結果と
なり、被弾の危険性が増す問題点がある。The missile defense device according to the first conventional example has a problem that it is not effective for a tracking device that uses a radar to track a target.
In addition, the infrared tracking device equipped with a two-dimensional infrared image sensor has no effect, and the emitted infrared rays instead teach the missile the position of its own aircraft, which increases the risk of being hit. There is.
【０００８】第２の従来例では、飛来するミサイル（２
０）と自方との位置関係や速度関係は時々刻々と変化す
るため予測する衝突予想位置に誤差が生じ、上記飛来す
るミサイル（２０）を破壊できる確率が低くなるため、
上記のような誘導装置を備えたミサイル（２０）に対し
て被弾の危険性が大きい問題点がある。In the second conventional example, a missile (2
Since the positional relationship between 0) and itself and the speed relationship change from moment to moment, an error occurs in the predicted collision predicted position, and the probability of destroying the flying missile (20) becomes low.
The missile (20) provided with the above-described guiding device has a problem that the risk of being hit is great.
【０００９】また、上記予測した衝突予想位置の誤差を
低減するためには、非常に頻繁に衝突予想位置を予測す
る必要があるが、このためには非常に高価で大型な高速
の予測処理装置が必要となる問題点がある。Further, in order to reduce the error of the predicted predicted collision position, it is necessary to predict the predicted collision position very frequently. For this purpose, it is very expensive, large-sized and high-speed prediction processing apparatus. There is a problem that is required.
【００１０】さらに、ミサイル（２０）の速度および軌
道を算出するには、少なくとも２つの異なる時刻におけ
るミサイル（２０）の位置を測定する必要がある。この
ため少なくとも２回の測距を必要とし、瞬時にミサイル
（２０）の速度および軌道を算出することが困難であ
る。このため、防御の遅れにつながりミサイル（２０）
を被弾する確率が高くなる問題点がある。Moreover, calculating the velocity and trajectory of the missile (20) requires measuring the position of the missile (20) at at least two different times. Therefore, it is necessary to measure the distance at least twice, and it is difficult to instantaneously calculate the velocity and trajectory of the missile (20). This leads to delay in defense and missile (20)
There is a problem that the probability of being hit by is high.
【００１１】そこで、この発明の目的は、非画像型赤外
線センサ追尾式のミサイルや，レーダ追尾方式のミサイ
ルや，２次元赤外線画像センサ追尾方式のミサイルのい
ずれにも対抗できるミサイル防御装置を提供することに
ある。また、製造価格の低減，機構の簡素化，小型化等
に優れたミサイル防御装置を提供することにある。Therefore, an object of the present invention is to provide a missile defense device capable of countering any of a non-image type infrared sensor tracking type missile, a radar tracking type missile, and a two-dimensional infrared image sensor tracking type missile. Especially. Another object of the present invention is to provide a missile protection device which is excellent in reduction of manufacturing cost, simplification of mechanism, miniaturization and the like.
【００１２】[0012]
【課題を解決するための手段】この発明は、自方の機体
を追尾しながら飛来するミサイルを破壊あるいは回避す
るためのミサイル防御装置において、自方の機体を一定
方向に一定速度で飛行させた後に自方の機体とミサイル
との相対速度および距離を測定する測定手段と、上記相
対速度および距離からミサイルの軌道を予測する軌道予
測手段と、上記予測したミサイルの軌道上に砲弾等を射
出する射出手段とを具備したことを特徴とするミサイル
防御装置を提供する。According to the present invention, in a missile defense device for destroying or avoiding a missile flying while tracking the own body, the own body is made to fly at a constant speed in a certain direction. After that, measuring means for measuring the relative speed and distance between the own aircraft and the missile, trajectory predicting means for predicting the trajectory of the missile from the relative speed and distance, and projectile firing on the predicted orbit of the missile. Disclosed is a missile defense device, which is provided with an ejection means.
【００１３】[0013]
【作用】この発明によるミサイル防御装置では、一定方
向に一定速度で自機を飛行させるので、ミサイルは一定
の直線軌道にしたがって自機を追尾する。そこで、自機
から発射する砲弾等とミサイルとの衝突予想位置を予測
するには、上記直線軌道を飛行するミサイルと自機の相
対速度および距離を一回測定するだけでよい。このた
め、高価で大型な高速の予測処理装置を必要とせず、小
型で低価格なミサイル防御装置を得られる。また、砲弾
等を発射した時刻からミサイルに到達するまでの間にミ
サイルの軌道および速度が変化することはないため、ミ
サイルを高確率で破壊し、自機の被弾を回避することが
出来る。In the missile defense device according to the present invention, since the aircraft flies in a constant direction at a constant speed, the missile follows the constant linear trajectory. Therefore, in order to predict the collision expected position between the missile and the shell fired from the aircraft, it is sufficient to measure the relative velocity and the distance between the missile flying the straight track and the aircraft once. Therefore, it is possible to obtain a small-sized and low-cost missile protection device without requiring an expensive and large-sized high-speed prediction processing device. In addition, since the trajectory and speed of the missile do not change from the time when the shell is fired until the missile is reached, it is possible to destroy the missile with a high probability and avoid being hit by the aircraft.
【００１４】[0014]
【実施例】以下、この発明の実施例を図を用いて説明す
る。なお、これによりこの発明が限定されるものではな
い。図１は、この発明の一実施例によるミサイル防御装
置（１）の構成を示すブロック図である。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. However, this does not limit the present invention. FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a missile defense device (1) according to an embodiment of the present invention.
【００１５】このミサイル防御装置（１）において、飛
行制御装置（２）には、監視装置（３）と軌道計算機
（４）とが接続されている。監視装置（３）は、自機
（８）を追尾するミサイル（９）の有無を監視する機能
を有する。In this missile defense device (1), a flight control device (2) is connected to a monitoring device (3) and a trajectory calculator (4). The monitoring device (3) has a function of monitoring the presence / absence of a missile (9) that tracks the own device (8).
【００１６】軌道計算機（４）には、測距装置（５）と
速度測定装置（７）と砲弾制御装置（６）とが接続され
ている。測距装置（５）は、自機（８）とミサイル
（９）との距離を測定する機能を有し、例えばレーザ測
距装置などを使用することが出来る。速度測定装置
（７）は、自機（８）とミサイル（９）との相対速度を
測定する機能を有し、例えば、ドップラーレーダなどを
使用することが出来る。A distance measuring device (5), a velocity measuring device (7) and a shell control device (6) are connected to the trajectory calculator (4). The distance measuring device (5) has a function of measuring the distance between the own device (8) and the missile (9), and can use, for example, a laser distance measuring device. The speed measuring device (7) has a function of measuring the relative speed between the own device (8) and the missile (9), and can use, for example, a Doppler radar.
【００１７】ドップラーレーダやヘテロダイン受信検波
を行うレーザレーダを用いた場合は、測距装置（５）
と，速度測定装置（７）の機能を共有することが出来
る。When a Doppler radar or a laser radar for performing heterodyne reception detection is used, the distance measuring device (5)
And the function of the speed measuring device (7) can be shared.
【００１８】図２は、ミサイル防御装置（１）の運用状
態を説明するための図である。図２において、Ｐ（ｔ
１）は、時刻ｔ１における自機（８）の位置である。Ｐ
（ｔ２）は、時刻ｔ２（ｔ１＜ｔ２＜ｔ３）における自
機（８）の位置である。Ｐ（ｔ３）は、自機（８）が一
定方向に等速飛行し続けた場合の、時刻ｔ３における自
機（８）とミサイル（９）との衝突予想位置である。Ｑ
（ｔ１）は、時刻ｔ１におけるミサイル（９）の位置で
ある。Ｑ（ｔ２）は、時刻ｔ２におけるミサイル（９）
の位置である。Ｑ（ｔ３）は、自機（８）が一定方向に
等速飛行し続けた場合の、時刻ｔ３における自機（８）
とミサイル（９）との衝突予想位置である。Ｓ（ｔ２）
は、時刻ｔ２における砲弾（１０）の位置である。Ｒ
は、時刻ｔ１における自機（８）とミサイル（９）との
距離である。Ｖは、自機（８）が一定方向に等速飛行し
続けている状態での、自機（８）とミサイル（９）との
相対速度で、自機（８）とミサイル（９）を結ぶ方向の
速度成分として表わされる。Ｖａは、自機（８）の等速
飛行速度である。矢印αは、自機（８）の進行方向を示
す。矢印βは、ミサイル（９）の進行方向を示す。γ
は、矢印αと矢印βのなす角度である。FIG. 2 is a diagram for explaining the operating state of the missile defense device (1). In FIG. 2, P (t
1) is the position of the own device (8) at time t1. P
(T2) is the position of the own device (8) at time t2 (t1 <t2 <t3). P (t3) is a predicted collision position between the aircraft (8) and the missile (9) at time t3 when the aircraft (8) continues to fly at a constant speed in a fixed direction. Q
(T1) is the position of the missile (9) at time t1. Q (t2) is the missile (9) at time t2
Is the position. Q (t3) is the aircraft (8) at time t3 when the aircraft (8) continues to fly at a constant speed in a certain direction.
Is a predicted collision position between the missile and the missile (9). S (t2)
Is the position of the shell (10) at time t2. R
Is the distance between the aircraft (8) and the missile (9) at time t1. V is the relative speed between the aircraft (8) and the missile (9) when the aircraft (8) continues to fly at a constant speed in a certain direction. It is expressed as a velocity component in the connecting direction. Va is the uniform flight speed of the aircraft (8). The arrow α indicates the traveling direction of the own device (8). The arrow β indicates the traveling direction of the missile (9). γ
Is the angle formed by the arrow α and the arrow β.
【００１９】ミサイル（９）は、目標が速度あるいは飛
行方向を変化させない限り一定方向に一定速度で飛行す
るので、自機（８）が飛行方向あるいは飛行速度を変化
させない場合、ミサイル（９）の軌道は、図２の破線で
示すように、直線になる。また、一定の相対速度Ｖで自
機に近づいてくる。従って、衝突の時刻ｔ３は、時刻ｔ
１をゼロとすると、次式により算出することが出来る。 ｔ３＝Ｒ／Ｖ よって、衝突予想位置Ｐ（ｔ３）は、自機（８）の速度
をＶａとすると、時刻ｔ１における自機（８）の位置Ｐ
（ｔ１）から、Ｖａ・Ｒ／Ｖの距離だけ前方の自機
（８）の軌道上の位置として算出される。なお、Ｐ（ｔ
３）＝Ｑ（ｔ３）である。ミサイル（９）の軌道上の速
度ＶＯは、次式により算出することが出来る。 ＶＯ＝Ｖ／ＣＯＳ（γ） 任意の時刻ｔ２におけるミサイル（９）の位置Ｑ（ｔ
２）は、Ｑ（ｔ１）とＱ（ｔ３）とを結ぶ直線上で，且
つ，Ｑ（ｔ１）よりＶＯ・（ｔ２−ｔ１）の距離の位置
である。そこで、時刻ｔ２において、その位置Ｑ（ｔ
２）に、砲弾（１０）が到達するように、砲弾（１０）
を発射する。Since the missile (9) flies at a constant speed in a constant direction unless the target changes the speed or the flight direction, if the aircraft (8) does not change the flight direction or the flight speed, the missile (9) The trajectory becomes a straight line as shown by the broken line in FIG. Further, the vehicle approaches the aircraft at a constant relative speed V. Therefore, the time t3 of the collision is the time t
When 1 is set to zero, it can be calculated by the following equation. t3 = R / V Therefore, assuming that the estimated collision position P (t3) is the speed of the own machine (8), Va, the position P of the own machine (8) at the time t1.
From (t1), it is calculated as the position on the orbit of the aircraft (8) in front of the distance Va · R / V. Note that P (t
3) = Q (t3). The orbital speed VO of the missile (9) can be calculated by the following equation. VO = V / COS (γ) Position Q (t of missile (9) at arbitrary time t2
2) is a position on the straight line connecting Q (t1) and Q (t3) and at a distance of VO · (t2-t1) from Q (t1). Therefore, at time t2, the position Q (t
So that the shell (10) reaches 2), the shell (10)
Fire.
【００２０】図３は、ミサイル防御装置（１）の動作手
順を示したフローチャートである。まず、監視装置
（３）は、自機（８）を追尾しながら飛来するミサイル
（９）を発見する（ＳＴ１）。飛行制御装置（２）は、
自機（８）が一定方向に等速飛行するように制御する
（ＳＴ２）。測距装置（５）は、上記一定方向に等速飛
行状態に入ると、時刻ｔ１において、ミサイル（９）の
位置Ｑ（ｔ１）および自機（８）とミサイル（９）との
距離Ｒを測定する（ＳＴ３）。速度測定装置（７）は、
自機（８）とミサイル（９）との相対速度Ｖを測定する
（ＳＴ４）。軌道計算機（４）は、距離Ｒおよび相対速
度Ｖより、自機（８）とミサイル（９）との衝突予想位
置Ｐ（ｔ３）を算出する（ＳＴ５）。軌道計算機（４）
は、時刻ｔ２におけるミサイルの位置Ｑ（ｔ２）を算出
する（ＳＴ６）。砲弾制御装置（６）は、使用する砲弾
（１０）の種類（詳細後述）を選択する（ＳＴ７）。砲
弾制御装置（６）は、図２に示したように、時刻ｔ２に
おいてＱ（ｔ２）に到達するよう砲弾（１０）を射出す
る（ＳＴ８）。FIG. 3 is a flowchart showing the operation procedure of the missile defense device (1). First, the monitoring device (3) discovers a missile (9) flying while tracking its own device (8) (ST1). The flight controller (2)
The own aircraft (8) is controlled to fly at a constant speed in a fixed direction (ST2). When the distance measuring device (5) enters a constant velocity flight state in the above-mentioned fixed direction, at time t1, the position Q (t1) of the missile (9) and the distance R between the own aircraft (8) and the missile (9) are measured. Measure (ST3). The speed measuring device (7)
The relative velocity V between the own device (8) and the missile (9) is measured (ST4). The trajectory calculator (4) calculates a predicted collision position P (t3) between the own machine (8) and the missile (9) from the distance R and the relative speed V (ST5). Orbit calculator (4)
Calculates the position Q (t2) of the missile at time t2 (ST6). The shell control device (6) selects the type of shell (10) to be used (details will be described later) (ST7). As shown in FIG. 2, the shell control device (6) ejects the shell (10) so as to reach Q (t2) at time t2 (ST8).
【００２１】砲弾（１０）の種類としては、上記時刻ｔ
２にミサイル（９）と衝突させてミサイル（９）を破壊
する砲弾，上記時刻ｔ２に***信号を自機（８）から送
信することによりミサイル（９）の近傍において砲弾を
***し破片を散乱させてミサイル（９）を破壊する砲
弾，近接信管あるいは時限信管によってミサイル（９）
の近傍において砲弾を***し破片を散乱させてミサイル
（９）を破壊する砲弾などが挙げられる。The type of the shell (10) is the time t
2 A bomb that collides with the missile (9) and destroys the missile (9). By sending a blast signal from the aircraft (8) at the time t2, the bomb is blasted in the vicinity of the missile (9) to scatter debris. Missiles (9) with cannonballs, close fuses or timed fuzes that destroy the missiles (9)
In the vicinity of, there is a cannonball that explodes the cannonball and scatters the fragments to destroy the missile (9).
【００２２】以上の第１実施例によれば、一度ミサイル
の軌道と速度を算出するだけで自機７を追尾するミサイ
ルを非常に高確率で破壊することができる。According to the first embodiment described above, the missile that tracks the own aircraft 7 can be destroyed with a very high probability by only once calculating the trajectory and speed of the missile.
【００２３】図４は、この発明の第２実施例によるミサ
イル防御装置の動作を示したフローチャートである。こ
の第２実施例のミサイル防御装置は、ミサイル９の追尾
装置が赤外線追尾装置である場合を対象にしている。ス
テップＳＴ１からＳＴ８は、図３の第１実施例のステッ
プＳＴ１からＳＴ８と同じ動作である。FIG. 4 is a flow chart showing the operation of the missile defense system according to the second embodiment of the present invention. The missile defense device of the second embodiment is intended for the case where the tracking device for the missile 9 is an infrared tracking device. Steps ST1 to ST8 are the same operations as steps ST1 to ST8 of the first embodiment of FIG.
【００２４】ステップＳＴ９では、砲弾とミサイルの衝
突時刻ｔ2 に***信号を自機（８）から送信することに
よりミサイル（９）の近傍において上記砲弾（１０）を
***して、発光体を散乱させる。そして、上記***した
瞬間をとらえ飛行制御装置（２）は機体（８）の飛行方
向および速度の少なくとも一方を変化させる。これは、
上記赤外線センサが発光体により破壊するに至らなかっ
たり、飽和状態から回復したりする場合に、上記赤外線
追尾装置の視野内あるいは予測追尾位置から逃れるため
である。In step ST9, a bombardment signal is transmitted from the aircraft (8) at the collision time t2 between the shell and the missile to blow up the shell (10) near the missile (9) to scatter the luminous body. .. Then, the flight control device (2) changes the flight direction and / or the speed of the airframe (8) at the moment of the blast. this is,
This is because when the infrared sensor is not destroyed by the light emitter or is recovered from the saturated state, it escapes from the field of view of the infrared tracking device or the predicted tracking position.
【００２５】以上の第２実施例によれば、第１実施例の
効果に加えて、より確実にミサイルを無力化させること
が可能なので、自機の被弾の危険性を一層低減すること
が出来る。According to the second embodiment described above, in addition to the effect of the first embodiment, it is possible to more surely neutralize the missile, so that the risk of being hit by the aircraft itself can be further reduced. ..
【００２６】なお、上記砲弾（１０）の代わりに誘導弾
を使用することも可能である。誘導弾の誘導方法として
は、レーダ等の電波を用いて誘導する方法，特開平２−
８５７００号公報で開示された光ファイバで誘導弾に誘
導信号を送信して誘導する方法，導線で誘導弾に誘導信
号を送信して誘導する方法，レーザで誘導する方法など
を用いることが出来る。It is also possible to use a guided bullet instead of the above-mentioned shell (10). As a method of guiding the guided bullet, a method of guiding by using radio waves such as radar is disclosed.
It is possible to use the method disclosed in Japanese Patent Publication No. 85700, in which an optical fiber transmits a guide signal to a guide bullet to guide it, a guide wire transmits a guide signal to a guide bullet to guide it, and a laser guide method.
【００２７】この発明のミサイル防御装置は、航空機に
限らず、人工衛星等の防護対象に対しても適用すること
が可能である。The missile protection device of the present invention is applicable not only to aircraft but also to protection targets such as artificial satellites.
【００２８】[0028]
【発明の効果】この発明のミサイル防御装置によれば、
一定方向に一定速度で自機を飛行させた後、ミサイルの
軌道と速度を算出し、上記軌道上の衝突予想位置を予測
するようにしたので、一度ミサイルの軌道と速度を測定
するだけでよい。そこで、製造価格の低減，機構の簡素
化，小型化等の点で優れている。また、砲弾等がミサイ
ルに到達するまでの間のミサイルの軌道および速度が一
定のため、飛来するミサイルを高確率で破壊または無力
化し、自機の被弾の危険性を低減できる。According to the missile defense device of the present invention,
After letting the aircraft fly in a certain direction at a constant speed, the missile trajectory and speed are calculated, and the predicted collision position on the trajectory is predicted, so it is only necessary to measure the missile trajectory and speed once. .. Therefore, it is excellent in terms of reduction of manufacturing cost, simplification of mechanism, miniaturization and the like. Further, since the orbit and speed of the missile until the missile reaches the missile are constant, it is possible to destroy or neutralize the incoming missile with a high probability and reduce the risk of being hit by the aircraft.
【図１】この発明の第１実施例によるミサイル防御装置
のブロック図である。FIG. 1 is a block diagram of a missile defense device according to a first embodiment of the present invention.
【図２】この発明の第１実施例によるミサイル防御装置
の運用状態の説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram of an operating state of the missile defense device according to the first embodiment of the present invention.
【図３】この発明の第１実施例によるミサイル防御装置
の動作を示したフローチャートである。FIG. 3 is a flowchart showing the operation of the missile defense device according to the first embodiment of the present invention.
【図４】この発明の第２実施例によるミサイル防御装置
の動作を示したフローチャートである。FIG. 4 is a flowchart showing the operation of the missile defense device according to the second embodiment of the present invention.
【図５】従来のミサイル防御装置の構成を示すブロック
図である。FIG. 5 is a block diagram showing a configuration of a conventional missile defense device.
【図６】従来のミサイル防御装置の構成を示すブロック
図である。FIG. 6 is a block diagram showing a configuration of a conventional missile defense device.
１ ミサイル防御装置 ２ 飛行制御装置 ３ 監視装置 ４ 軌道計算機 ５ 測距装置 ６ 砲弾制御装置 ７ 速度測定装置 ８ 自機 ９ ミサイル １０ 砲弾 Ｐ（ｔ１） 時刻ｔ１における自機の位置 Ｐ（ｔ２） 時刻ｔ２における自機の位置 Ｐ（ｔ３） 自機とミサイルとの衝突予想位置 Ｑ（ｔ１） 時刻ｔ１におけるミサイルの位置 Ｑ（ｔ２） 時刻ｔ２におけるミサイルの位置 Ｑ（ｔ３） 自機とミサイルとの衝突予想位置 Ｓ（ｔ２） 時刻ｔ２における砲弾の位置 Ｒ 時刻ｔ１における自機とミサイルとの距離 Ｖ 自機とミサイルとの相対速度 Ｖａ 等速飛行速度 矢印α 自機の進行方向 矢印β ミサイルの進行方向 γ 矢印αと矢印βとがなす角度 1 Missile Defense Device 2 Flight Control Device 3 Monitoring Device 4 Trajectory Calculator 5 Distance Measuring Device 6 Cannonball Control Device 7 Speed Measuring Device 8 Own Machine 9 Missile 10 Cannonball P (t1) Own Position at Time t1 P (t2) Time t2 Position of the aircraft at P (t3) Expected position of collision between own aircraft and missile Q (t1) Position of missile at time t1 Q (t2) Position of missile at time t2 Q (t3) Prediction of collision between own aircraft and missile Position S (t2) Position of shell at time t2 R Distance between the aircraft and the missile at time t1 V Relative velocity between the aircraft and the missile Va Constant flight speed Arrow α Direction of flight of the arrow Arrow β Direction of flight of the missile γ Angle between arrow α and arrow β
Claims (4)
イルを破壊あるいは回避するためのミサイル防御装置に
おいて、 自方の機体を一定方向に一定速度で飛行させた後に自方
の機体とミサイルとの相対速度および距離を測定する測
定手段と、 上記相対速度および距離からミサイルの軌道を予測する
軌道予測手段と、 上記予測したミサイルの軌道上に砲弾等を射出する射出
手段とを具備したことを特徴とするミサイル防御装置。Claim: What is claimed is: 1. A missile defense device for destroying or avoiding a missile flying while tracking its own aircraft, comprising: flying the own aircraft at a certain speed in a certain direction; Of the relative velocity and distance, a trajectory prediction means for predicting the trajectory of the missile from the relative velocity and distance, and an ejection means for ejecting a shell or the like on the predicted trajectory of the missile. Characteristic missile defense device.
いて、砲弾等として飛来するミサイルの軌道上で自方の
機体からの***指令により***され発光体を散乱する砲
弾または誘導弾を用いたことを特徴とするミサイル防御
装置。2. The missile defense device according to claim 1, wherein a cannonball or a guided ammunition is used, which is blown by a bombing command from its own aircraft on the orbit of a missile flying as a cannonball or the like to scatter light emitters. Missile defense device.
ル防御装置において、砲弾が***されるのと同時にまた
はその後に、自方の機体の航路および速度の少なくとも
一方を変化させることを特徴とするミサイル防御装置。3. The missile defense device according to claim 1 or 2, wherein at least one of the route and speed of the own aircraft is changed at the same time as or after the bomb is blown. Missile defense device.
防御装置において、方向測定手段は、前記ミサイルの方
向に電磁波を出射しその電磁波の出射と受信の時間差か
ら自方の機体と前記ミサイルとの距離とを求めさらに周
波数差から前記ミサイルと自方の機体との相対速度を求
めることを特徴とするミサイル防御装置。4. The missile defense apparatus according to claim 1, wherein the direction measuring means emits an electromagnetic wave in the direction of the missile, and a time difference between the emission and the reception of the electromagnetic wave causes the own body and the missile. A missile defense device characterized in that the relative speed between the missile and its own aircraft is obtained from the frequency difference.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23962491A JPH0560497A (en) | 1991-06-24 | 1991-09-19 | Missile defense device |
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3-152001 | 1991-06-24 | ||
| JP15200191 | 1991-06-24 | ||
| JP23962491A JPH0560497A (en) | 1991-06-24 | 1991-09-19 | Missile defense device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0560497A true JPH0560497A (en) | 1993-03-09 |
Family
ID=26481055
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23962491A Pending JPH0560497A (en) | 1991-06-24 | 1991-09-19 | Missile defense device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0560497A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101066070B1 (en) * | 2009-05-20 | 2011-09-20 | 국방과학연구소 | Determining method of evasive course, deceiving method of missile, and deceiving system of missile |
-
1991
- 1991-09-19 JP JP23962491A patent/JPH0560497A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101066070B1 (en) * | 2009-05-20 | 2011-09-20 | 국방과학연구소 | Determining method of evasive course, deceiving method of missile, and deceiving system of missile |
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