第7章　中国軍の新たな挑戦          ‐HGV, MaRV‐

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7.1　はじめに

　第5・6章で解説した「DF-21」及び「DF-26」に関する記事を追っていると、「HGV」、「MaRV」なる略語が目立ってきた。

　「HGV」は、　HGVは、Hypersonic Glide Vehicle の略で、弾道ミサイルの弾頭に搭載されて発射された弾頭が終末段において、大気層の空気抗力を利用して滑空飛行するもので、「超高速滑空体」（「体」の部分は形態に応じて、「機」や「弾」）と訳されている。

　「MaRV」は、Maneuverable Reentry Vehicle の略で、移動目標の追尾等のために、終末弾道可変な再突入体（Reentry Vehicle ）である。「機動式再突入体」と訳している記事もあるが適訳ではない。

 　今年（2018）の 8 月 3 日、中国国有「China Academy of Aerospace Aerodynamics; CAAA」（中国航天科技集団公司）隷下の研究機関は、超音速飛翔可能な飛行体の発射試験に成功したと発表した。

図７－１　中国初の HGV 発射試験：発射シーン

Image from CAAA, August 3, 2018

　この中国の発射試験の発表について、読売新聞（2018_8_5. 朝刊）は、大要、次のように記述している。

　　①　発射場：中国北西部の発射場、搭載ロケット名；「星空２」（Starry Sky-2）

　　②　上空で分離して予想落下地点まで飛行（高度３０㎞、速度 Mach 5.5～6、追加 飛翔時間 400 s (注1)）

　　③　発表の強調点：衝撃波（Shockwave）に波乗りする方式で飛行する「Wave rider」に成功したこと。

この章のポイント：

　弾道ミサイルと弾道ミサイル防衛兵器の競争は、速度と高度が増大する方向で進んできたが、これまでのところ、高度 30 - 40 ㎞ 付近の空域が利用しにくい空域として残されている。

　①　この空域を積極的に利用するには、Ramjet エンジン等によって飛翔速度を上げて空力操舵量を稼ぐとともに推進剤としての酸素を獲得する必要がる。

　②　「MaRV」が機能するためには、常時、目標に関する「C4ISTAR」（注2）機能が確立している必要がある。このためには、宇宙を含めた監視・司令部機能を有する基地を構築する必要があろう。

 　＊　トランプ政権は、2018年8月9日、2020 年までに、陸海空軍などと同格の独立軍種として、「宇宙軍」を創設する方針を明らかにしている。（読売朝刊、8月11日）

　（注1）「China Reveals Test of New Hypersonic Missile」(August 10, 2018)

　（注2）Command, Control, Communications, Computers, Information/Intelligince, Surveillance, Targeting Acuquisition and Reconnaissance.

参考資料：中国の最新の兵器システムに関するまとまった調査報告書

China's Advanced Weapons Systems  Jane's by IHS Markit  12 May 2018

7.２　なぜ、いま、HGV なのか

・航空機や弾道ミサイル等の飛翔体は、運動できる速度と高度が限られている。その限界を、横軸に速度、縦軸に高度をとって示したグラフを「Flight Envelope」という。

・下図において、弾道ミサイルの速度と高度は、標準弾道（最少エネルギー弾道）についての値である。

図７－２　弾道弾と防空火器のFlight Envelope

・上図において、左下から右上に上昇する2本のグラフは弾道ミサイルの速度に対する最大弾道高を示している。その内、上側の青色グラフは、速度として、中点速度（弾道の中点（最高点）における速度）をとっている。中点速度は、ブーストフェーズと終末フェーズを除くと、最少の飛翔速度である。

・下側の赤色グラフは、速度として、初速度（推進剤が燃焼終了した時点の速度；Burnout 時速度）をとっている。初速度は、終末フェーズを除くと、最大の飛翔速度である。

・弾道ミサルの最大速度は、終末フェーズの高度 30 - 40 km において生じ、値は、初速度の 5 - 6 %増しであるが、THAAD の迎撃対象外である。

・弾道ミサイルの標準弾道における最大弾道高は、1,319 km（初速21マッハ、中点速度16マッハ）、このときの射程は、10,000 ㎞ である。

・以上のことから、SM-3 BlockⅡA は、弾道ミサイルに対して高度的には迎撃能力を満たしている。なお、速度的に 13マッハ は、射程 5,000 ㎞ のIRBM の中点速度に対応している。

・「THAAD」の Flight Envelope は、高度: 40 - 150 ㎞ 、速度：7 Mach である。高度 40 ㎞ までに、7 Mach（2,500 m/s）に加速され、ブースターを切り離す。この間、TVC（Thrust Vector Control）により、予想迎撃点に誘導される。ブースターを切り離された迎撃体（Kinetic Kill Vehicle; KKV）は、最終的に KKV に搭載されている IRCCD で捕らえ、KKV の外周に配置されている サイドスラスターによって目標に直撃命中するように誘導制御される。

・以上ことから、「THAAD」は、高い方から高度 40 ㎞ までを空力操舵が効かないという意味で、実効的に真空と見なしていることになる。なお、高度 40 ㎞ における空気密度は、海面高度における空気密度の約 0.3％（3/1,000）である。

 ＜低高度飛翔体の Flight Envelope＞

・高度40 ㎞ 以下で機能する飛翔体の Flight Envelope グラフを次に示す。

図７－３　低高度 飛翔体の Flight Envelope

・ジェット旅客機の巡航速度と飛行高度は、概略、マッハ 0.85、高度 10 ㎞ でる。

・ジェットエンジンは、燃料を燃焼させる酸素を空気中から補給できるので、燃費に優れている。

・ジェットエンジンを用いたミサイルとして、巡航ミサイル「Tomahawk」（時速 880 ㎞ = 0.7 マッハ）がある。

・ジェット戦闘機では、必要に応じてアフターバーナーを用いて、超音速飛行が可能である。

・Ramjet エンジンは、衝撃波を利用して Jet 機にある圧縮機を不要にしたエンジンである。

・Ramjet エンジン自体は構造が簡単であるが、最初に衝撃波が発生するまで加速する推進装置が必要である。

・Ramjet エンジンで得られる マッハ５ までの速度を「超音速」（Supersonic）それを超える速度を「極超音速」（Hypersonic）と呼ぶ。

・「極超音速」を得るエンジンとして「スクラムジェット」（Supersonic combustion ramjet）エンジンがある。

・「Ramjet engine」では、必ず「亜音速燃焼」の過程があるが、「 Scramjet engine」では、全過程で空気の流れは「極超音速」である。

・「スクラムジェット機」の論理的速度は 15 マッハである。NASA は、Mach 10 の飛行試験に成功している。

＜組み合わされた防空火器全体の Flight Envelope＞

・下図のグラフで、「THAAD」は、自衛隊に装備されていない。

・「SM-3」は、海自のイージス艦に装備されている。また、将来、陸自が「イージスアショア」として、装備が検討されている。

・「SM-6」は、「イージスアショア」に含めるか否かが検討されている。

図７－４　　終末弾道と防空火器の Flight Envelope

・上図には、日本列島を射程内収める MRBM「DF-21 」の終末弾道の Flight Evelope が示されている。

・終末弾道専用の防空火器「THAAD」及び「PAC-3」ともに、弾道ミサイル「DF-21」の終末弾道速度にはるかに及ばない。ただし、弾道は、図５-6 に示したように、直線的に着弾点に至る。即ち、「非-Maneuverable」な弾道になっている。このため、防空火器を終末弾道直下近くに配備することなどによって命中率を上げることが可能である。

・一方、攻者側にすれば、終末弾道を「Maneuverable」にすれば、防空火器網を突破でき、さらに、Maneuverability」の向上を図れば、「ASBM; Anti-Ship Ballistic Missile」に繫がる。

・「SM-6」は、基本的に、高度 30 ㎞ 以下の長距離（射程150 ㎞）対空ミサイルで、Standard Missile のひとつである。現在、（亜音速）巡航ミサイル対処のために「イージスアショア」に含めるべきか検討されている。

・図７-４において、高度 30 - 40 ㎞ の超音速 - 極超音速空域は、防空火器の「Flight Envelope」に囲まれていない未踏の空域である。この空域に挑戦しているのが「HCM」（極超音速巡航ミサイル）であり、その母機が「スクラムジェット機」である。

 ・上図の「DF-21 」の終末弾道ように、その速度は、高度 30 - 40 ㎞において、ピーク値を示す。即ち、この空気層は、マッハ 11 を超える飛翔体が波乗り（Waverider）に利用できることを示している。

・2018 年 8 月 3 日に中国軍が発表した、HGV の飛翔試験では、この高度 30 ㎞、5.5 - 6 マッハの速度で、400 秒間飛翔した。飛翔距離は、概略 800 km と推定される。

・米軍の情報当局は、2020 年代には、中国が最初の極超音速ミサイルを「戦闘即応」（combat ready）にするだろうと見積もっている。<資料>

7.3　Antiship Ballistic Missile（対艦弾道ミサイル；ASBM）

・中国当局は、2012年には、既に、「DF-21D」は、米軍の空母機動群を攻撃できる、世界で最初の対艦弾道ミサイルであると主張している。

・「DF-21D」の対艦弾道ミサイル機能は、第1列島線に関して「A2/AD」構想成立の主な要件である。

・ここでは、対艦弾道ミサイルの機能としての「MaRV」について検討する。

（１）弾道ミサイルにおける「MaRV」び位置づけ

  　下図に、第5章の「図5-9」に示した「DF-21」についての3本の弾道の内、一番下の「Depressed 弾道」を示す。

図７－５　弾道ミサイルの弾道における「MaRV」

　・図において、「Burnout」は、推進剤が燃焼終了する位置（高度130 km, 飛翔時間150秒）で、ここで、ロケットエンジンは分離され、以後、弾頭のみが地心引力に従って、「Reentry」位置まで楕円軌道に従って運動する。

　・「Burnout」点における速度（初速Vo）は、4.087 km/s（Mach 12）である。真空中では、運動エネルギーと位置のエネルギーの和は保存されるので、上昇につれて速度を減じ、最高点（247 km）で最低速度（3.815 km/s, Mach 11）になり、以後、下降に転じ、速度を増し、高度が「Burnout」高度に等しい（130 km）に下がった位置で、速度は「初速Vo」に戻る。

　・「再突入」点を過ぎても、しばらく空気密度は低いので、さらに増速を続け、高度 41 km で最大速度 4.278 km/s （Mach 12,5）を示し、以後、空気抗力のため、急速に速度を減じ、着速は、0.91 km/s（Mach 2.7）である。

　・飛翔時間は、約11分である。射角（Burnout点における Loft 角）= 11. 9°、再突入角 = 22°である。

（2）「DF-21D」が開発に当たって参考にしたとされる「PershingⅡ」

　・参照資料「The DF-21D Antiship Ballistic Missile」

　・「PershingⅡ」の弾道を下図に示す。

図７－６　PershingⅡの弾道

参照資料：米陸軍教範 TM 9-1425-386-10-1

＜PershingⅡ＞

　・米陸軍が、1983 - 1991年に装備し、ソ連崩壊前に西ドイツに配備されていた準中距離地対地弾道ミサイル。

　・仕様：発射重量7,462 kg、全長10.5 m、直径1.0 m

　・エンジン：2段個体燃料、第1段（3.7m、4,153kg、39"燃焼）、第2段（2.5m、2,632kg、38"燃焼）

　・運用射程：100 - 1,740 km、最大速度：Mach 8

　　------------以下のセクションは、再突入体（Reentry Vehicle）------------

　・誘導制御/アダプタ（G&C/A）部：（1.6m、304kg）

　・弾頭部：（1.6m、266kg）

　・レーダ部：（1.3m、106kg）

       ----------------------------------------------------------------------- 

   ＜終末フェーズにおける誘導制御＞ 

　・発射準備フェーズにおいて、攻撃する目標地域のレーダ地図が誘導制御部の「PAC」（Pershing Airbome Computer）に保存される。

　・「Reentry」フェーズに入ると、搭載レーダが作動開始し、突入体の前方の目標地域をスウィープし、実データを収集する。

　・保存データと実データのレーダ地図の相関をとり、相関が最大になるように、「誘導制御/アダプタ」部のフィンにより突入体の Pitch、Yaw、Roll を制御して目標に導く。CEP: 30 m。

　・この技術は、「Radar Area Correlation」と呼ばれ、現在でも使われている。

（3）「MaRV」としての「DF-21D」の終末弾道

　・下図に、「DF-21D」の標準弾道の終末フェーズを示す。

図７－７ 終末弾道：弾道高・飛翔速度

図７－８　　終末弾道：空気抗力・飛翔速度

図７－９-A　　終末弾道：空気抗力・高度

図７－９-B　　終末弾道：空気抗力・高度

図７－１０-A　　制御間の空気抗力・飛翔速度

図７－１０-B　　制御間の空気抗力・飛翔速度

図７－１１　　高度-到達時間（可制御時空）

（４）移動目標の追尾

図７－１２　　比例航法説明図

とする。

　・比例航法は、「LOS」の回転速度（回転率）（dλ/dt ）に、ミサイルの速度ベクトル Vm の旋回速度（旋回率）（dγ/dt ）を比例させて誘導飛翔する航法であり、次式で示される。なお、N は定数で「航法定数」と呼ばれる。

　　　　　　　　（dγ/dt ）=  N・（dλ/dt ）                                            　（１）

　・ミサイル（RV）に直角に働く横加速度 a_m は、ミサイルの旋回率に、ミサイルの速度 Vm を乗じて得られるから

　　　　　　　　 a_m = Vm・（dγ/dt ）=  N・Vm・（dλ/dt ）　　　　　　　   （２）

　・ここで、「LOS」の回転速度（回転率 = λ の時間的変化）を零に抑えることによっても、命中を達成できる。このために、「LOS」に印加する直交加速度成分を n_m とする。

　・「LOS」とミサイルの速度ベクトル Vm のなす角を γ_m 、相対接近速度 Vc をして、n_m は次式で表される。

　　　　　　　　 n_m =  N・Vm・（dλ/dt ）・cos γ_m = N'・Vc・（dλ/dt ）　　（3）

　　　　　　　　　   　N' = N・Vm・cos γ_m / Vc　　　　　　　　　　　　　　  （4）
 
　・N' は、「有効航法定数」と呼ばれる。

　・比例航法は、航法定数 N を適当な値に選ぶことによって、迎撃の終末段階において、ほぼ直線的に命中させることがことができるため、現在、ホーミング方式をとる対空ミサイル（SAM、AAM など）に広く採用されている。


＜空母追尾時の問題点＞
　　　　　　　　
・最少に、固定目標などを攻撃する場合など、誘導なしの終末弾道を示す。

図7-13　　非誘導時の終末弾道

　・誘導開始点における「Downrange」：74 ㎞、「高度」：33 ㎞、「飛翔速度」：4.3 ㎞/s

　・着弾点における「飛翔速度」：0.91㎞/s、「平均飛翔速度」：2.85 ㎞/s

　・誘導開始点から着弾点までの、飛翔時間は２８秒である。

　・「ASBM」（Anti-Ship Ballistic Missile）の終末弾道の特徴：
       
　　①　非誘導時の弾道は、直線的に着弾点にむかう；「RV」（再突入体）は、推力を有せず横加速度も存在しないから、その弾道は直線的になる。

　　②　飛翔中の「RV」は、飛翔速度を（v）、空気密度を（ρ）として、ρ・v² に比例した抗空気力を前方から機軸方向に受けるので飛翔速度は減少する。上図、赤色の飛翔速度グラフ；4.3 →0.91 ㎞/s に減少。

　　③　Target （空母）とこれを追尾する「RV」の速度比が大きい（空母15 m/s、RV 2,850 m/s = 1:190）

 　（cf）「航空機」：「対空ミサイル」の場合。対空ミサイルは推力を有し、誘導制御間ほぼ速度は一定、速度比は約 1:2　程度である。


　＜追尾上の問題点。要約＞

　　①　空母の航速に対して、RV の速度が十分大きく、Vc = Vm と見なせるので、（3）式は、n_m =  N・Vm・（dλ/dt ）となる。比例航法の最大の利点は、命中の最終段階で（dλ/dt ）= 0 に持ち込んで、横加速度をなくして、RVを空母に直線的に命中させることであるが、グラフに示したように、RV の飛翔速度は最後まで大きく変化ので「LOS」角 λ の変化率（dλ/dt ）は 零 になることはない。

　　②　「（dλ/dt ）＞ 0」の状態で突っ込むと、追う方は遅れを伴うのでミスでスタンス（Miss Distance ） の発生確率が大きくなる。

　　③　DF-21D が発射されてから、目標海域に到達する間に、空母は約 12 ㎞ 移動可能なことを前に示した（図7-7）。上図（図7-13）の弾道を、着弾点の手前 12 ㎞ 位置に誘導するには「RV」（再突入体）に横加速度を発生させる必要がある。なお、横加速度の発生は「RV」の「Fin」（空力操舵）による。

　　④　比例航法の式から横加速度を計算できるが、飛翔速度が極端に変化するので「RV」に比例航法を適用するには無理がある。ここでは、飛翔速度を平均飛翔速度（2,850 m/s）として、誘導飛翔する経路を円弧で置き換えて、その曲率半径から、横加速度を計算してみた。その結果、横加速度は、1.64 G である。なお、「RV」の前方から機軸に沿って発生する空気抗力の平均値は、11.9 G である。
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　

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