JPH02230097A - 誘導飛しょう体 - Google Patents
誘導飛しょう体Info
- Publication number
- JPH02230097A JPH02230097A JP1050371A JP5037189A JPH02230097A JP H02230097 A JPH02230097 A JP H02230097A JP 1050371 A JP1050371 A JP 1050371A JP 5037189 A JP5037189 A JP 5037189A JP H02230097 A JPH02230097 A JP H02230097A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- steering
- angle
- rocket motor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は，誘導飛しょう体の改良に関し，さらに詳し
くは，前翼及び主翼をロケットモータ燃焼後に前方に移
動させ，１つの制翻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
。
くは，前翼及び主翼をロケットモータ燃焼後に前方に移
動させ，１つの制翻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
。
第６図及び第７図は従来の誘導飛しょう体の機体の例を
示す概略図であり，図において，（１）は胴体，（２１
は前！ｉ３１は主翼，（４）は後翼である。ここで，第
６図は前茜操舵方式の機体の例，第７図ば後′Ｒ操舵方
式の機体の例である。第８図は従来の誘導飛しょう体の
内部構造を示す概略図であり，（１０１はロケットモー
夕，Ｘｍ１はロケットモータ燃焼前の機体の重心位置，
Ｘｍ２はロケットモータ燃焼後の機体の重心位置＃ Ｘ
ａｐｌは機体上の着力点である。
示す概略図であり，図において，（１）は胴体，（２１
は前！ｉ３１は主翼，（４）は後翼である。ここで，第
６図は前茜操舵方式の機体の例，第７図ば後′Ｒ操舵方
式の機体の例である。第８図は従来の誘導飛しょう体の
内部構造を示す概略図であり，（１０１はロケットモー
夕，Ｘｍ１はロケットモータ燃焼前の機体の重心位置，
Ｘｍ２はロケットモータ燃焼後の機体の重心位置＃ Ｘ
ａｐｌは機体上の着力点である。
第９図ば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
す概略図であリ， （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）を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
す概略図であリ， （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）を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，ロケットモー夕の燃
焼前の重心位置はＸｍｌであるが，機体の飛しょう開始
後，ロケットモータが燃焼されるにつれて，機体後方部
の重量が軽くなり，重心位置は前方のＸｍ２にまで移動
する。
焼前の重心位置はＸｍｌであるが，機体の飛しょう開始
後，ロケットモータが燃焼されるにつれて，機体後方部
の重量が軽くなり，重心位置は前方のＸｍ２にまで移動
する。
これにより，重心位置から機体の着力点までの距離は，
Δｘ１からΔχ２に変化する。即ち，ロケットモータが
燃焼することで機体の重心が前方に移動し，重心位置と
着力点の距離が長くなり，機体の靜安定性は大きくなる
。
Δｘ１からΔχ２に変化する。即ち，ロケットモータが
燃焼することで機体の重心が前方に移動し，重心位置と
着力点の距離が長くなり，機体の靜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，機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，同始
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。また迎角をト
リム角に保っｔこ状態をトリム状態と呼び，第ｌＯ図に
示したように定常旋回時には機体は１・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。
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，機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，同始
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。また迎角をト
リム角に保っｔこ状態をトリム状態と呼び，第ｌＯ図に
示したように定常旋回時には機体は１・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図は各々後翼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，図中の記号は第９図及び第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。
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，図中の記号は第９図及び第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Ｈ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買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Ｎ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。
は，前Ｈ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買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Ｎ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値と
なる。
なる。
第１０図に示したように，静的に安定な機体を用いた前
翼操舵方式の場合には，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ろ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。
翼操舵方式の場合には，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ろ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。
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，第８図に示したように飛し
ょう開始後にロケットモータの燃焼に伴い重心位置が前
方に移動し，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，機体の応答性が悪く
なる。
ょう開始後にロケットモータの燃焼に伴い重心位置が前
方に移動し，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，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たもの
で，ロケットモータ燃焼後，前翼及び主翼を前方に移動
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。
で，ロケットモータ燃焼後，前翼及び主翼を前方に移動
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。
この発明に係る誘導飛しよう体の性能向上を図る手段と
は，ロケットモータ燃焼後に前翼の移動機構及び主翼の
移ｒ＃機構により各々前翼及び主翼を前方に移動させ，
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信号を送るこ
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。
は，ロケットモータ燃焼後に前翼の移動機構及び主翼の
移ｒ＃機構により各々前翼及び主翼を前方に移動させ，
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信号を送るこ
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。
この発明における誘導飛しよう体は２主翼の前方に前翼
及び主翼の後方に後翼の２種類の操舵翼を有し，それら
の翼は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。
及び主翼の後方に後翼の２種類の操舵翼を有し，それら
の翼は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。
前翼及び主翼がが前方に移動されろことにより機体の着
力点は前方に移動し，ロケットモー夕の燃焼に伴い長く
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，機体応答性が良くなる。
力点は前方に移動し，ロケットモー夕の燃焼に伴い長く
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，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Ｈ操舵方式の応答性の早さ及び後Ｘ
操舵方式の高いトリム角が得られるという双方の利点が
得られ，訓導飛しょう体の性能の向上が図られろ。
舵されることで，前Ｈ操舵方式の応答性の早さ及び後Ｘ
操舵方式の高いトリム角が得られるという双方の利点が
得られ，訓導飛しょう体の性能の向上が図られろ。
第１図はこの発明の一実施例を示す概略図である。破線
はロケットモータ燃焼前の前翼及び主翼の位置を示す。
はロケットモータ燃焼前の前翼及び主翼の位置を示す。
第２図はこの発明による誘導飛しょ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， （
６ａ）は前翼（２）のアクチュエータ＋ （６ｂ）は後
翼（４）のアクチュエータ，また（７）は制御装置｛５
｝の制御信号をアクチュエータ（６ｂ）に送るケーブル
， （９ａ）は前翼の前方移ｒｉｌＪ機構， （９ｂ）
は主翼の前方移！！ｌｌ機Ｗ，ＤＯ）はロケットモータ
である。
す断面図であり，（５）は操舵のための制御装置， （
６ａ）は前翼（２）のアクチュエータ＋ （６ｂ）は後
翼（４）のアクチュエータ，また（７）は制御装置｛５
｝の制御信号をアクチュエータ（６ｂ）に送るケーブル
， （９ａ）は前翼の前方移ｒｉｌＪ機構， （９ｂ）
は主翼の前方移！！ｌｌ機Ｗ，ＤＯ）はロケットモータ
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内
部構造を示す断面図であ” ｐ Ｘｃｐ２は前翼及び主
翼が前方に移動したあとの機体の着力点，Δχ，は前翼
及び主翼が前方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燃焼前に前翼及び主
翼のあった位置を示す。
部構造を示す断面図であ” ｐ Ｘｃｐ２は前翼及び主
翼が前方に移動したあとの機体の着力点，Δχ，は前翼
及び主翼が前方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燃焼前に前翼及び主
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ょう体
の動作の一例を示す概略図であり，各々前翼及び主翼が
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ば前翼
，δｂば後翼の舵角，矢印αは迎角を示す。
の動作の一例を示す概略図であり，各々前翼及び主翼が
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ば前翼
，δｂば後翼の舵角，矢印αは迎角を示す。
各図において，白戊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図に示すように機体の着力点はロケットモータ０
０）の燃焼によらず一定であるためロケットモータα■
の燃焼に伴い，重心位置と着力点までの距離は，ΔＸ，
からΔχ２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００）の燃焼完了の信号を受けると第３図
に示すように前Ｈの前方移動機構（９ａ）及び主翼の前
方移動機構（９ｂ）が作動し，破線で表わされる位置に
あった前翼及び主翼を前方の実線の位置まで移動させる
。
，第２図に示すように機体の着力点はロケットモータ０
０）の燃焼によらず一定であるためロケットモータα■
の燃焼に伴い，重心位置と着力点までの距離は，ΔＸ，
からΔχ２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００）の燃焼完了の信号を受けると第３図
に示すように前Ｈの前方移動機構（９ａ）及び主翼の前
方移動機構（９ｂ）が作動し，破線で表わされる位置に
あった前翼及び主翼を前方の実線の位置まで移動させる
。
前翼及び主翼を前方に移動させることで機体の着力点｛
よ前方のＸｃｐ２に移動し，重心位置Ｘｍｌとの距離は
Δｘ２からΔｘ３へと短くなる。重心位置と着力点との
距離が短くなる乙とにより，一旦，ロケッ１・モータα
ωの燃焼に伴い増加していた機体の静安定性が減少し，
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。
よ前方のＸｃｐ２に移動し，重心位置Ｘｍｌとの距離は
Δｘ２からΔｘ３へと短くなる。重心位置と着力点との
距離が短くなる乙とにより，一旦，ロケッ１・モータα
ωの燃焼に伴い増加していた機体の静安定性が減少し，
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。
旋回開始時においては，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Ｒ （２１のアクチュエ
ータ（６ａ）ば前翼（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（６ｂ）は後翼（４）の
前縁を下げる方向に作動する。この時，機体は前翼（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，前翼のみを操舵するものと同様の効果
を有する。
装置（５）の制御信号により前Ｒ （２１のアクチュエ
ータ（６ａ）ば前翼（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（６ｂ）は後翼（４）の
前縁を下げる方向に作動する。この時，機体は前翼（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，前翼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Ｎ（２）のアクチュエー
タ（６ａ）は前１ｇ （２］の前縁を上げる方向に作動
し，後″Ｉ （４）のアクチュエータ（６ｂ）は後翼（
４）の前縁を下げる方向に作動する。この時，機体の釣
合いに必要な時計回りのモーメントは，前ＩＩ （２）
及び後１ｉ！（４１の両者から得られろため，各々の
翼の舵角量はＩＭ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。
装置（５）の制御信号により前Ｎ（２）のアクチュエー
タ（６ａ）は前１ｇ （２］の前縁を上げる方向に作動
し，後″Ｉ （４）のアクチュエータ（６ｂ）は後翼（
４）の前縁を下げる方向に作動する。この時，機体の釣
合いに必要な時計回りのモーメントは，前ＩＩ （２）
及び後１ｉ！（４１の両者から得られろため，各々の
翼の舵角量はＩＭ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ことによ
り，Ｈ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。また，後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことにより，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，
かつ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ろという効果を
有する。
り，Ｈ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。また，後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことにより，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，
かつ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ろという効果を
有する。
この発明は以上説明した通り，ロケットモータ燃焼後に
前翼及び主翼を前方に移動させることにより，機体の応
答性を向上させた上で，前翼及び後真の２種類の操舵翼
のアクチュエータに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ｖｔ操舵方
式また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。
前翼及び主翼を前方に移動させることにより，機体の応
答性を向上させた上で，前翼及び後真の２種類の操舵翼
のアクチュエータに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ｖｔ操舵方
式また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。
第１図はこの発明における一実施例である誘導飛しょう
体の概略図，第２図はこの発明による誘導飛しょう体の
内部構造を示す断面図，第３図はこの発明による誘導飛
しょう体の動作時の内部構造を示す断面図，第４図及び
第５図はこの発明による誘導飛しょう体の動作の一例を
示す概略図，第６図及び第７図は従来の誘導飛しょう体
を示す概略図，第８図は従来の訪導飛しょう体の内部構
造の一部を示す概略図，第９図，第１０図，第１１図及
び第１２図は従来の誘導飛しょう体の動作の一例を示す
概略図である。 図において，（２）は前沢，（３）は主翼，（４）は後
翼，（５）は制卸装置，（６）はアクチュエータ２（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を示す。
体の概略図，第２図はこの発明による誘導飛しょう体の
内部構造を示す断面図，第３図はこの発明による誘導飛
しょう体の動作時の内部構造を示す断面図，第４図及び
第５図はこの発明による誘導飛しょう体の動作の一例を
示す概略図，第６図及び第７図は従来の誘導飛しょう体
を示す概略図，第８図は従来の訪導飛しょう体の内部構
造の一部を示す概略図，第９図，第１０図，第１１図及
び第１２図は従来の誘導飛しょう体の動作の一例を示す
概略図である。 図において，（２）は前沢，（３）は主翼，（４）は後
翼，（５）は制卸装置，（６）はアクチュエータ２（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を示す。
Claims (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部しよう体において、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、上記機体の主翼位
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なことを特徴と
する誘導飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1050371A JPH02230097A (ja) | 1989-03-02 | 1989-03-02 | 誘導飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1050371A JPH02230097A (ja) | 1989-03-02 | 1989-03-02 | 誘導飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02230097A true JPH02230097A (ja) | 1990-09-12 |
Family
ID=12857031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1050371A Pending JPH02230097A (ja) | 1989-03-02 | 1989-03-02 | 誘導飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02230097A (ja) |
-
1989
- 1989-03-02 JP JP1050371A patent/JPH02230097A/ja active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5330131A (en) | Engines-only flight control system | |
| US12493302B2 (en) | Longitudinal trim control movement during takeoff rotation | |
| US4044970A (en) | Integrated thrust vector aerodynamic control surface | |
| US4120468A (en) | Remotely piloted vehicle | |
| JPH02230097A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JPH0244199A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPH03148598A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JPH02161294A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPH03125900A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JPH01300198A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPH02161300A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPH01137198A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPH02223800A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JPH06137798A (ja) | 飛しょう体 | |
| JPH06129798A (ja) | 目標飛しょう体 | |
| JPH03239698A (ja) | ボディ・スポイラーを有する飛しよう機体 | |
| JP2719674B2 (ja) | 飛翔体の制御装置 | |
| JPH0710088A (ja) | 高揚力航空機 | |
| JP2001174198A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JP2008224115A (ja) | 誘導飛しょう体、誘導飛しょう体の誘導制御装置及び誘導飛しょう体の誘導制御方法 | |
| JPS63315900A (ja) | 誘導飛しよう体 | |
| JPS63290400A (ja) | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 | |
| JPS61140800A (ja) | 飛しよう体 | |
| JP2000249500A (ja) | 飛しょう体 | |
| JPH0585488A (ja) | 飛翔体の姿勢制御装置 |