JPH02161294A - 誘導飛しよう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分針〕 この発明は、誘導飛しよう体の改良に関し、さらに詳し
くは、前翼をロケットモータ燃焼後に前方に移動させ、
１つの制御装置の制御信号を前翼及び後翼各々２つのア
クチュエータに送ることにより、主翼の前方及び後方に
位置する操舵翼を同時に操舵することで誘導飛しよう体
の性能向上を図った点を特徴とするものである。

〔従来の技術〕

＠６図及び第７図は、従来の誘導飛しよう体の機体の例
を示す概略図であり０図において、（１）は胴体、（２
）は前翼、（３）は主翼、（４）は後翼である。ここで
、第６図は前翼操舵方式の機体の例、第７図は後翼操舵
方式の機体の例である。８Ｊａ図は、従来の誘導飛しよ
う体の内部構造を示す概略図であり、αＧはロケットモ
ーター、　Ｘｔｎｌ　　はロケットモーター燃焼前の機
体の重心位置、　Ｘｍ２　　はロケットモーター燃焼後
の機体の重心位置＠　Ｘｃｐｌは機体上の着力点である
。

第９図は前翼操舵方式の旋回開始時における状態の例、
第１０図は同じ方式の定常旋回時における状態の例を示
す概略図であり、（８１は図の面内に設定した座標軸で
あり、主流に平行な（８ａ）をＸ軸。

Ｘ軸を直交する（８ｂ）　ｋ　ｙ軸とする。図中、矢印
δは操舵翼の舵角量、矢印αは迎角量、及び白抜きの矢
印は主流の方向を示す。

第８図に示されるような機体では、ロケットモーターの
燃焼前の重心位置はＸｍｌ　　であるが１機体ノ飛シよ
う開始後、ＣＩゲットモーターが燃焼されるにつれて０
機体後方部の重量が軽くなり６重心位Ｉｆ４Ｉ′ｉ前方
のＸｍ２　　にまで移動する。

これにより１重心位置から機体の着力点までの距離は＊
’ｘｌからΔｘ２　　ＩＩＣ変化する。即ち、０ケツト
モーターが燃焼することで機体の重心が前方に移動し０
重心位置と着力点の距離が長くな妙。

機体の静安定性は大きくなる。

今、ｙ軸の正方向の旋回加速度を発生させる場合を考え
る。旋回開始時にはまず正の舵角を取り前翼に揚力を発
生させることにより、第１０図における時計回りのモー
メントを発生させ、４＃体をその向きに回転させる。迎
角の増加とともに主翼及び胴体からも揚力が発生し、同
時に時計回りのモーメントの値も変化する。静的に安定
な機体の場合、迎角の増加とともにモーメントは減少す
るので、モーメントが零となるような迎角が通常存在す
る。この迎角はトリム角と呼ばれ、それぞれの機体にお
いて、舵角が定まれば通常一意的に定まる。また迎角ヲ
トリム角に保った状態をトリム状態と呼び、第１０図に
示したように、定常旋回時には機体はトリム状態となる
。この時舵角は。

所要の旋回加速度を発生するために必要なトリム角に対
応した値に設定される。

第１１図及び第１２図は、各々後火操舵方式の旋回開始
時における状態の例及び定常旋回時における状態の例を
示す概略図であり０図中の記号は。

第９図及び＠１０図と同じである。但し、迎角α及び舵
角δは、第１０図と同じ向きの場合を正とする。

旋回開始時に時計回りのモーメントを発生させるために
は、前翼操舵方式の場合と異なり、第１２図に示したよ
うに負の舵角を取り負の揚力を後楓上に発生させること
が必要となる。静的に安定な機体において、迎角の増加
と共にモーメントが減少するのは前翼操舵方式の場合と
同様で、定常旋回時には、第１２図に示したようにトリ
ム状態となる。この時の舵角も、前翼操舵方式の場合と
異なり負の肱となる。

〔発明が解決しようとする課題〕

第１０図に示したように、静的に安定な機体を用いた前
Ａ操舵方式の場曾には、定常旋回時の舵角が正となるの
で、前翼の実効的な迎角は機体の迎角よりも大きくなる
。従ってトリム角として取り得る値の上限が前翼の失速
特性により押えられ定常旋回時の最大旋回加速度もその
ために制約を受ける。

一方、後翼操舵方式では、第１２図に示したように、旋
回開始時に本来得ようとする方向と逆の向きの加速度が
発生し、そのため機体の応答性が悪くなる。

何れの操舵方式においても、＠ａ図に示したように飛し
よう開始後にロケットモーターの燃焼に伴い重心位置が
前方に移動し１重心位置と機体の着力点までの距離が長
くなる。これにより静安定性が増し１機体の応答性が悪
くなる。

この発明はかかる課題を解決するためになされタモので
、ロケットモーター燃焼後、前翼を前方に移動させ、２
種類の操舵翼を同時に操舵することで性能向上が図られ
る誘導飛しよう体を提案するものである。

〔課題を解決する九めの手段〕

この発明に係る。ｎ４飛しよう体の性能向上を図る手段
とは、ロケットモーター燃焼後に主翼の移動機構により
、前列を前方に移動させ、主翼の前方及び後方に各々取
り付けられた操舵翼の各々のアクチュエータに、１つの
制御装置の制御４８号を送ることにより、それらアクチ
ュエータを同時に作動させるものである。

〔作用〕

この発明における誘導飛しよう体は、主翼の前方に前翼
及び主翼の後方に後翼の２樗類の操舵翼を有し、それら
の真は、１つの制御装置からの制御信号を受けて各々の
翼のアクチュエータが同時に作動することで操舵される
。

前翼が前方に移動されることにより機体の着力点は前方
に移動し、ロケットモーターの燃焼にともな鎖長くなっ
ていた重心と着力点の距離を短くすることができ、静安
定性が減少し１機体応答性が良くなる。

また、１つの制御装置により２種類の操舵翼が同時に操
舵されることで、前翼操舵方式の応答性の早さ及び後翼
操舵方式の高いトリム角がイリられるという双方の利点
が得られ、誘導飛しょう体の性能の向上が図られる。

〔実施例〕

第１図は、この発明の一実施例全油す概略図である。破
線ｅよ５０ケツトモータ燃焼前の前翼の位置を示す。

第２図は、この発明による誘導飛しよう体の内部構造を
示す断面図であり、（５）は操舵のための制御装置、　
　（ｓａ）は前χ（２）のアクチュエーター、　（ｓｂ
）は後翼（４）のアクチュエーター、また（７）は制御
装置（５）の制御信号をアクチュエータ（６ｈ）に送る
ケーブル、（９）は前翼の前方移動機構、　ａａｄａケ
ットモーターである。

第３図は、第１図に示される誘導飛しょう体の動作時の
一実施例を示す概略図であり、　Ｘｃｐ２は前翼が前方
に移動したあとの機体の着力点、Δｘ３は前翼が前号に
移動したあとの重心位置と着力点との距離である。破線
は、ロケットモーター燃焼前に、前翼のあった位置を示
す。

第４図及び第５図は、第１図に示される誘導飛しよう体
の動作の一例を示す概略図であり、各々前翼が前方に移
動した後の旋回開始時の機体の例及び定常旋回時の機体
の例である。図において。

（８）は図の面内に設定した座標軸であり、　（８ａ）
がＸ軸、　　（８ｂ）がｙ軸である。矢印δは操舵翼の
舵角を示し、δａは前翼、δｂは後翼の舵角、矢印αは
迎角を示す。

各図において、白抜きの矢印は、気流の方向を示す。

上記の様に構成された静的に安定な誘導飛しょう体では
、第２図に示すように１機体の着力点はａケットモータ
ーａαの燃焼によらず一定であるためロケットモーター
＋１１０燃焼に伴い０重心位瞳と着力点までの距離は、
４ｘ１からΔｘ２へと長くなる方向に変化する。この機
体が、ロケットモーターａαの燃焼完了の信号を受ける
と第３図に示すように前翼の前方移動機構（９）が作動
し、破線で表わされる位置にあった＠翼を前方の実線の
位＋ｔまで移動させる。前翼を前方に移動させることで
機体の着力点は前方のＸ　ｃｐ２　に移動し、＊心位置
ｘｍ２との距離はΔｘ２からΔｘ３へと短かくなる。重
心位置と着力点との距離が短くなることにより、−旦６
０ケットモーターαＧの燃焼に伴い増加していた機体の
静安定性が城少し、これと共に、悪くなっていた機体の
応答性が向上するという効果が得られる。

旋回開始時におめでは、第４図に示されるように、制御
装置（５）の制御信号により前翼（２）のアクチュエー
ター（６ａ）は前１１（２１の前縁を上げる方向に作動
し、後翼（４）のアクチュエーター（６ｈ）ｌｄ後翼（
４）の前縁を下げる方向に作動する。この時１機体は。

前４（２）が操舵されたことで機体応答性が良くなり。

後翼操舵方式における逆向きの加速度の発生を防止また
は減少させることができ、前スのみを操舵するものと同
様の効果を有する。

定常旋回時においては、第５図に示されるように、制御
装置（５）の制御信号により前翼（２）のアクチュエー
ター（６ｍ）　Ｉｄ前翼【２）の前縁を上げる方向に作
動し、後翼（４）のアクチュエーター（６ｂ）は後翼（
４）の前縁を下げる方向に作動する。この時０機体の釣
合いに必要な時計回りのモーメントは、前翼（２）及び
後翼（４）の両者から得られるため、各々の翼の舵角量
は、１種類の操舵翼のみを操舵する場合に比べて少ない
ものですむ。

前翼（２）の正方向の舵角が小さいものですむ仁とによ
り、翼の失速特性から生ずる迎角への制約が緩和され、
高いトリム角をとることができる。まな、後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことにより１本来機体が得よ
うとする方向と逆向きの加速度の発生量を少なく抑え、
かっ後翼操舵方式の利点である高いトリム角をとれるこ
とから、より大きな最大加速度を得られると匹う効果を
有する。

〔発明の効果〕

仁の発明は１以上説明した通り、ロケットモーター燃焼
後に前ｇを前方に移動させることにより。

機体の厄答性を向上させた上で、前翼及び後翼の２種類
の操舵翼のアクチュエーターに１つの制御装置の制御信
号を送り、双方の翼を同時に操舵させることにより、前
翼操舵方式ｉ先は後翼操舵方式の両方の利点を得ること
ができるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明における一実施例である誘導層しよう
体の概略図、第２図はこの発明による誘導層しよう体の
内部構造を示す断面図、第３図はこの発明による誘導層
しよう体の動作時の一実施例を示す概略図、第４図及び
ｖＸＳ図はこの発明による誘導層しよう体の動作の一例
を示す概略図。 第６図及び第７図は従来の誘導層しよう体を示す概略図
、第８図は従来の誘導層しよう体の内部構造の一部を示
す概略図、第ｓａｇ、第１０図、第１１図及び第１２図
は従来の誘導層しよう体の動作の一例を示す概略図であ
る。 図において、（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は後
翼。 （５）は制御装置、ｆ８）はアクチュエーター、（９）
は移動機構である。 なお、各図中、同一符号は同一または相当部分金示す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 目標に誘導するための誘導部と、機体の姿勢を制御する
   ための制御部とを持ち、ロケットモータにより推力を得
   て飛しようする誘導飛しよう体において、主翼と、この
   主翼の前方に設けた前翼と、上記主翼の後方に設けた後
   翼と、操舵のための制御装置と、この機体の前翼位置を
   前方に移動させるための移動機構と、上記制御装置の制
   御信号を受けて作動する上記前翼のアクチュエータ及び
   上記後翼のアクチュエータとを備えたことを特徴とする
   誘導飛しよう体。