It protrudes, and rotating shells provided with a canard drawn

（関連出願との相互参照）本出願は、同一出願人が出願中の米国特許仮出願番号６１／２５４，８４０（２００９年１０月２６日出願）を基礎とする優先権を主張し、その全体を援用する。

本発明は、ミサイルまたは砲弾を制御するシステムを目的とし、このシステムでは先尾翼(canard)を設定周波数にて突出させ、かつ、引き込む。

誘導兵器の分野では、主に二つの可能な空気力学的機体制御がある。 すなわち、回転機体と、回転安定化機体である。 この二つの分類は、ほとんどのミサイルと砲弾の空気力学的制御を含んでいる。

回転機体をもつミサイルまたは砲弾は、自由に回転する機体をもつ。 あるいは、回転運動はローレロン(rolleron)のような装置により制御され、回転数が特定値に維持される。 空気力学的制御偏向は、回転位置と連携した動作が可能である。 回転位置は回転ジャイロを用いた回転レゾルバで計算される。 代表的な例はサイドワインダーミサイルである。 サイドワインダーミサイルは４個の操縦用先尾翼を用いる。

回転機体の他の例では、ただ一対の空気力学的制御翼面を用いる。 空気力学的制御翼面を適当な位置に偏向させて、誘導を満たし、進路要求を制御する。

ゼネラルダイナミクス社はレッドアイミサイルをつくるにあたって、いくつかの新しい設計的な特徴を開拓した。 レッドアイミサイルは最初の回転機体ミサイル（ＲＡＭ）である。 従来の回転安定化ミサイルは、二軸（ピッチとヨー）の二つの制御チャンネルにより、二軸（ピッチとヨー）を操縦するが、これとは異なり、ＲＡＭは単一の制御チャンネルを用いる。 単一の制御チャンネルは、ミサイルの、瞬間の回転方向（回転角）に従属するピッチとヨーへの命令を導入するため、位相を合わせる。 こうして、一対の制御翼面は二対の制御翼面の機能を果たし、重量とスペースが節減される。 しかし作戦能力はいくらか低下する。 ゼネラルダイナミクス社はレッドアイミサイルに対して、さらに新しい技術を採用した。 すなわち全ての誘導および制御電気系を、固体トランジスタと集積回路技術で設計した。 これは戦術ミサイルでは初めてのことである。 もう一つの主な軽量化手段は、電気制御アクチュエータを用いて、従来のかさばる油圧装置をこれに置き換えたことである。 内部の配線束は、軽くてフレキシブルで平たい印刷配線束に置き換えられた。

一対の偏向先尾翼による二種類の制御がＲＡＭミサイルに用いられている。 一つの制御において、先尾翼は、回転位置に応じて、アクチュエータにより、先尾翼を特定の角度だけ偏向させて、押し上げ力を発生する。 押し上げ力は、弾道角を変更するための横方向の加速を発生するために必要である。 もう一つの制御は、「震動先尾翼」と言われ、先尾翼はいったん展伸すると、回転機体上で、ある周波数で振動あるいは震動し、ミサイルあるいは砲弾を操縦するための適切な横方向の力を発生する。

震動先尾翼は、特定の偏向角については、偏向先尾翼より単純である。 その理由は、先尾翼を偏向させるための複雑なサーボ機構を必要としないからである。 しかし、震動先尾翼は収納されていなければならず、発射後展開されなければならないため、機械設計は通常複雑である。

誘導迫撃砲弾の制御に用いられる単純さと低価格を追求した結果、ゼネラルダイナミクス社は、いわゆる回転制御固定先尾翼（ＲＣＦＣ）システムを開発した。 これは特許文献１：米国特許、第７，３５４，０１７号（Ｍｏｒｒｉｓ ｅｔ ａｌ．）に記載されている。 ＲＣＦＣシステムは、信管、誘導制御システム、飛行制御システムを統合したものであり、地球測位システム（ＧＰＳ）および／または慣性航法システム（ＩＮＳ）を用いる。 ＲＣＦＣシステムは、迫撃砲弾や他の砲弾にある従来の信管装置の代わりに備えられる。 ＲＣＦＣシステムを備えた典型的な砲弾は次のものを備える。
（ａ）誘導装置一式、回転輪金一式、二つの固定偏向先尾翼一式を備えた機首（ｂ）ブレーキユニット部、これは砲弾本体の誘導部と安定板の回転を調節するブレーキシステム（摩擦あるいは磁性レオロジー流体）を備える（ｃ）多数の傾斜板をもつ砲弾本体。
砲弾は二つの部分（機首と本体）が結合、分離できるように設計されている。 二つの部分は互いに異なる方向に可変回転数にて回転可能である。 あるいは一体となって回転する。 これらはブレーキ力により変化する。 座標系に対して回転数がゼロに近づいたとき、固定偏向先尾翼は砲弾を水平飛行させ、横方向の法線力を発生させる。 横方向の法線力は、砲弾を、誘導システム（例えば、ＧＰＳあるいはＩＮＳ）の要求する所望の軌道に合わせて操縦する。 しかし、このシステムは極めて複雑であり、多くの砲弾に対して実用的でない。

大砲の砲弾の弾道修正のもう一つの考えが、特許文献２：ＰＣＴ国際公開ＷＯ２００８／１４３７０７号（Ｐｒｉｔａｓｈ）に開示されている。 弾道の誤差は二つの方法で修正される。 砲弾が行き過ぎそうなときは、展開可能なブレーキ翼あるいは円板一式が、射程誤差の修正に用いられる。 これは、砲弾の目的位置より、目標が近い範囲にあることを仮定している。 というのは、空気力学的なブレーキの使用による場合、砲弾の運動エネルギーを消費するしかないからである。

偏向修正は、超高速回転する砲弾は、回転方向により決まる方向にずれる（流される）という事実に基づいている。 そのため、回転速度の変化が横方向のずれ量を変化させる。 Ｐｒｉｔａｓｈの回転修正翼はまさにこのことを、回転翼を突出させ、あるいは引き込んで行なう。 回転翼は固定入射角であるが方向は逆である。 回転速度、従って偏向が制御される。 しかし、砲あるいは兵器は、発射前に特定の方向にねらいをつける必要がある。 回転数を変え、弾道上で速度を落とすことにより、所望の目標に命中させることができる。

上述の制御システムに似て、このシステムは、回転の遅い砲弾に必要なシステムよりずっと複雑である。

本発明の目的は、ミサイルあるいは砲弾を制御する新規なシステムを提供することである。 本発明のシステムは上記の従来のシステムに似ているがより安価である。

本発明の他の目的は、突出し、引き込まれる先尾翼を備えた回転砲弾を提供することである。

本発明の他の目的は、砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる先尾翼を備えたミサイルや回転砲弾を提供することである。

本発明の他の目的は、次の構成を備えた砲弾を提供することである。
前部と後部と長軸を備えた砲弾本体、
砲弾の前部の互いに反対側面にある二つ以上の先尾翼、この先尾翼は砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる、
長軸と平行に、あるいは長軸に対してある角度で固定された、後部の二つ以上の尾翼、
先尾翼を突出させ、引き込むアクチュエータ、
砲弾が軌道に沿って発射された後、先尾翼は、砲弾の回転数に対応して、設定周波数で何度も砲弾本体から突出し、また、砲弾本体に引き込まれ、砲弾の弾道を修正する。

本発明の他の目的は、砲弾あるいはミサイルが、前部の先尾翼と適切な通信が可能な、ＧＰＳまたはＩＮＳ誘導システムを備える。

本発明によれば、費用対効果の高い、二つまたは三つの自由度の操縦システムが、ＧＰＳまたはＩＮＳ誘導システムと結合されて、迫撃砲、爆弾、大砲の砲弾、ミサイルの目標への正確さを向上するための進路修正を可能にする。 本発明の一様相では、回転を起こす尾翼が備えられる。 尾翼は飛行中の砲弾に緩い回転をもたらす。 飛行制御システムは、砲弾の先端の、設定周波数で何度も突出し、引き込まれる先尾翼を備える。

先尾翼が突出した状態の本発明の実施例の説明的な断面略図。

先尾翼が引き込まれた状態の本発明の実施例（図１）の説明的な断面略図。

本発明の制御システムのブロック図。

本発明による砲弾の回転表現であり、先尾翼の突出し、引き込まれる位置を示す。

本発明の砲弾の前方部分の側面図。

発射から衝突に至る砲弾の弾道のグラフ。 縦座標は高さ、横座標は距離を表わす。

図３の砲弾の弾道のグラフ。 計算された修正が距離の関数として示される。

砲弾の修正された弾道と修正されていない弾道の説明図。

本発明のこれらの、また、他の目的は以下の説明により、一層明らかとなる。

飛行制御システムは砲弾に取り付けられるか、あるいは、砲弾に内蔵される。 砲弾の飛行中、飛行制御システムは砲弾の位置を（ＧＰＳあるいはＩＮＳの技術を用いて）測定する。 センサーを備えた飛行制御システムは、先尾翼を正確に突出させ、引き込む飛行制御アクチュエータの駆動を開始させる。

砲弾の回転に応じて、相対的な回転位置と（砲弾の本体からの）先尾翼の突出量は、アクチュエータが先尾翼の突出位置を制御するに従い、変化する。 先尾翼の制御された突出および引き込みは、砲弾の前方部（信管の先端部）の持ち上げ量を変化させる。 結果として生じる信管の先端部の持ち上げ量の変化は、機首と前部先尾翼の攻撃角の変化をもたらす。 このシステムは、砲弾の弾道の低いｇ（重力加速度）の修正をもたらす。

本発明により、ＲＣＦＣ（回転制御固定先尾翼）概念の単純さ（ブレーキシステムを用いた、砲弾を操縦するための唯一の信号）は維持される。 しかし、ＲＣＦＣ概念は、固定入射角の伸縮先尾翼（唯一のリニアアクチュエーターを用いる）と結合される。 完成した機体は傾斜した尾翼を使用して回転する。 どちらの概念においても、一対の先尾翼しかないため、所望の方向への横方向の力を得るため回転運動が必要である。 回転運動は、ジャイロスコープ的安定性を生み出すために用いられるのではない。 また、横方向の力を発生させるジャイロスコープ的ずれを用いるため回転速度を制御するのでもない。

このようにして、ゆっくり回転する砲弾は、ＧＰＳまたはＩＮＳ誘導システムと結合されて、迫撃砲、爆弾、大砲の砲弾、ミサイルの正確さを向上するための進路修正をもたらす。

本発明による操縦システムは、尾翼、先尾翼、ＧＰＳおよび／またはＩＮＳ誘導システム、飛行制御コンピューター、信管とのインターフェース、砲弾またはミサイルの本体を含む。 尾翼は長軸とある角度で取り付けられており、回転を生じさせ、飛行中にゆっくり回転する砲弾が得られる。 砲弾の先端に、操縦システムは突出し、引き込まれる先尾翼を備える。 操縦システムは砲弾の本体に固定されている。 先尾翼は平板で、好ましくは、長軸に対して固定角で傾斜しており、固定入射角である。

砲弾の飛行中、ＧＰＳおよび／またはＩＮＳ誘導システムは砲弾の位置を測定し、飛行制御コンピューターは、先尾翼を正確に突出させ、引き込む飛行制御アクチュエータを稼働開始させる。 制御された先尾翼の突出、引き込みは、砲弾の機首あるいは信管の持ち上げ量を変化させる。 砲弾の機首または信管の持ち上げ量の変化の結果、砲弾全体の攻撃姿勢角度が決まる。 これにより砲弾を所望の軌道に操縦する横方向の力が得られ、砲口速度の変化、迫撃砲の設置位置誤差、大気現象による誤差を修正する。

現在実際の戦地では、正確な発射と、付随する最小の損害が要求される。 ハイテク兵器に用いられる制御機器には安価な解決策が求められる。 安価なＧＰＳ／ＩＮＳに基づく修正システムをもつ迫撃砲砲弾は、この要求に合致する。

現在の安価な誘導あるいは修正迫撃砲武器の傾向は、次の要求一覧の特徴で表わされる。
安価；
ファイアー・アンド・フォーゲット（自動追尾機能）；
僅かな弾道誤差も最小化する修正弾道；
望まれる武器のＣＥＰ（circular error probability円形公算誤差）とＰｋ（probability of kill破壊確率）と合致したＧＰＳ／ＩＮＳ誘導；
目標を衝撃範囲に収める能力。

システムに望まれる特徴は以下のとおりである。
１． 迫撃砲の向上した有効性と効率。 そこではＣＥＰ（円形公算誤差）は極端に減少し、補給も減少するが、ＯＰＴＥＭＰＯ（Military
Operational Tempo軍事作戦の速度）は増加する。
２． 迫撃砲砲弾の大量在庫／現在の無誘導迫撃砲の展開が利用可能。 これは本体、尾部、信管の存在を含む。
３． 修正装置は相変わらず信管でなければならない。 信管は取付とプログラムが容易であり、野外で扱う上で十分頑丈である。

本願で開示されクレームされた制御・誘導システムは次の利点をもつ。
１.高速で突出する固定入射角の平板先尾翼（二枚の先尾翼）。
２． 一つだけのエレクトロメカニカルアクチュエータ。
３． 誘導システムに要求され、高速で突出する際の周波数および／または先尾翼の孔と同調するＬＡＴＡＸ。
４． 傾斜した尾翼／機首翼から生じる回転推進モーメント。
５． 前方の先尾翼の空気表面の影響を強くは受けない静的な縦揺れ安定性。 静的な安定性は、先尾翼の露出により減少し、トリム角は増加し、横方向の加速を発生させる。

本発明に特に関連した様相として、本発明は迫撃砲弾の制御力を発生させる単純な方法である。 信管に統合可能な部品を用いて、安価にシステムは武装でき、この種のハイテク砲弾のＧＰＳ／ＩＮＳ誘導装置の発達したものと交換可能である。

本発明においては、予め設定した照準は必要ない。 というのはどちらの場合も、砲／兵器は意図した目標に照準が合わせられ、弾道の計算は、計算上の僅かな弾道の誤差を決定し、これは誘導と、回転する機体の先尾翼を突出させ、引き込む制御システムにより補正されるからである。

本発明の完全な理解のため、本発明の好ましい実施例と付随する図面の説明が、行なわれる。

本発明の好ましい実施例の説明が図１〜８を参照して行なわれる。 各図の同じ要素には同じ符号が付される。

図１、２はそれぞれ本発明の迫撃砲弾の断面略図である。 迫撃砲弾２は前部４（信管）、後部６を備える。 後部６は尾翼１０を備える。 尾翼１０は、飛行中の安定化迫撃砲弾２とつり合っていて傾斜しており、ゆっくりとした回転を生じさせる。

前部４は、筺体１４から突出し、引き込まれる先尾翼１２を備える。 先尾翼１２は、図１では突出しており、図２では引き込まれている。 先尾翼１２は一つ以上のアクチュエータ１６と結合している。 アクチュエータ１６は飛行制御システム１８と通信する。 飛行制御部１８は、ＧＰＳまたはＩＮＳのような誘導システム、および、好ましくはＣＰＵを備える。 好ましくは、電池あるいは他のパワー源２２があり、飛行制御システム１８とアクチュエータ１６にパワーを供給する。

二つの先尾翼１２があることが好ましい。 二つから八つの先尾翼をもつことが最適であり、先尾翼は、好ましくは、筺体１４の周囲に等間隔に位置する。

先尾翼の大きさはいくつかの要素に依存する。 それには砲弾の痕跡も含まれる。 例えば、長さが約０．５ｍ〜約１．５ｍの迫撃砲弾の場合、先尾翼の幅は約１０ｃｍ〜約５０ｃｍ、長さは約１０ｃｍ〜約５０ｃｍであり、表面領域は筺体１４の外表面から放射状に突出する。

本発明による制御システムは図３のブロック図に示される。 ＧＰＳ２４とＩＮＳ２６（ＩＮＳ２６はなくてもよい）は、それぞれ位置情報を反映した信号をＣＰＵ３０に通信する。 回転ジャイロ３２は回転情報、例えば回転角、角速度をＣＰＵ３０に通信する。 ＣＰＵ３０は位置情報と回転情報を処理し、適切な時に信号をアクチュエータ３４に送る。

アクチュエータ１６（または３４）は電気的あるいは機械的な部品であり、一つあるいは両方の先尾翼１２を、好ましくは、何度も、そして／あるいは砲弾の回転速度に対応した周波数で、希望通りに突出させ、引き込む。 例えば、先尾翼は筺体から１サイクル毎にすなわち、砲弾の一回転ごとに、１／３サイクルから１／２サイクルの間、突出する。 突出するタイミングは、回転と必要な修正に依存する。 先尾翼が一サイクルを超えて突出したり、引き込まれたりする状況もあり、毎サイクルより少ない状況もあり、ほとんど全てのサイクルの状況もある。 それらは必要な修正に依存する。 アクチュエータが動作する特定の一つの周波数があり、場合によっては、その周波数は飛行制御システム１８からの信号により変化する。 先尾翼の突出・引き込み周波数が約２回／秒〜約２０回／秒、より好ましくは約５回／秒〜約１０回／秒ということは本発明の範囲内である。 先尾翼１２は部分的にあるいは完全に突出し、一定時間引き込まれないこともありうる。

典型的には、先尾翼は砲弾の一回転の間に一回突出し一回引き込まれる。 図４は砲弾の３６０°回転（一回転）を示す。 砲弾が右方向に誘導されているとすると、両先尾翼は、砲弾が一番上の位置（０°）から約６０°の位置まで回転する間、砲弾の表面から突出する。 先尾翼は、砲弾が１２０°の位置まで回転する間、部分的にあるいは完全に突出しており、その後引き込まれる。 砲弾が左方向に誘導されているとすると、両先尾翼は、砲弾が２４０°から３００°の位置まで回転する間、砲弾の表面から突出している。 その後、先尾翼は再び引き込まれる。 砲弾が３００°まで回転したとき、先尾翼は完全に引き込まれる。 このようなことが砲弾の各回転について繰り返される。 あるいは、必要な修正により変化する。

図５に示すように、砲弾の前部４０は、前部４０の筺体４４から放射状に突出した先尾翼４２を備える。 先尾翼４２は長軸５０に対して角度４８をもつ。 角度４８は、約２°〜約２０°、好ましくは約４°〜約１０°、さらに好ましくは約５°である。

本発明の実施形態の計算例において、質量４．４０ｋｇの砲弾が、発射角４５°、発射速度３００．００ｍ／秒で発射された。 回転周波数は最大横方向加速の際、８．００Ｈｚであった。

飛行時間は３６．４０秒、飛行距離は５５０６．０ｍであった。 最大高さは１６４０．３０ｍであり、その点での砲弾の速度は最小で１４７．２４ｍ／秒であった。 これは発射後１９．５０秒で起きた。 衝突時の速度は１９４．７６ｍ／秒、角度は５４．７３°であった。 横方向の最大修正は計算上２３３．６９ｍであった。

図６は先尾翼を突出していない砲弾の、発射から衝突までの弾道の高さを表わすグラフである。 図７は必要な横方向の修正量を表わすグラフである。 図８は砲弾の修正無しの弾道５４と、本発明による修正された弾道５６の、三次元表示である。

先尾翼を突出し、あるいは引き込む、新規な回転砲弾が説明されている。 その結果、特に、求められていた全ての目的と効果が満たされる。 しかし本発明の種々の変化、変形、変更、他の使用・応用は、好ましい実施例を開示した本願の詳細な説明と図面から、当技術分野の技術者に明らかである。 本発明の技術思想から離れていない全ての変化、変形、変更、他の使用・応用は、クレームのみにより限定された本発明の範囲と見なされる。

２ 迫撃砲弾４ 前部６ 後部１０ 尾翼１２ 先尾翼１６ アクチュエータ１８ 飛行制御システム２２ パワー源２４ ＧＰＳ
２６ ＩＮＳ
３０ ＣＰＵ
３２ 回転ジャイロ３４ アクチュエータ４０ 前部４２ 先尾翼４４ 筺体４８ 角度５０ 長軸５４ 弾道５６ 弾道