JPH024199A - 飛しょう体の操舵装置 - Google Patents
飛しょう体の操舵装置Info
- Publication number
- JPH024199A JPH024199A JP15338988A JP15338988A JPH024199A JP H024199 A JPH024199 A JP H024199A JP 15338988 A JP15338988 A JP 15338988A JP 15338988 A JP15338988 A JP 15338988A JP H024199 A JPH024199 A JP H024199A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- steering
- fuselage
- wings
- missile
- actuator
- Prior art date
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- Pending
Links
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
Landscapes
- 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〕
本発明は、ミサイル等の飛しよう体の操舵装置忙関する
。
。
従来の飛しよう体の操舵装置は、第６図に示すように１
胴体１側面に露出し九翼４を軸４′回シに回転させるこ
とによシ揚力の調整を行なっていた。
胴体１側面に露出し九翼４を軸４′回シに回転させるこ
とによシ揚力の調整を行なっていた。
上記従来の操舵装置では、飛しよう体の巡航飛しよう時
、あるいは母機携行時等、揚力をほとんど、または全く
必要としない場合にも操舵翼全体を気流にさらしておシ
、空気抵抗を受けるようｋなっていた。この空気抵抗は
、飛しよう体の飛行範囲の減小、母機加速性能の劣化の
要因となシシステム性能上好ましくないものである。
、あるいは母機携行時等、揚力をほとんど、または全く
必要としない場合にも操舵翼全体を気流にさらしておシ
、空気抵抗を受けるようｋなっていた。この空気抵抗は
、飛しよう体の飛行範囲の減小、母機加速性能の劣化の
要因となシシステム性能上好ましくないものである。
本発明は、従来のものがもつ以上のような問題点を解消
させ、飛しよう体の運動性能の低下をもたらすことな・
く、空気抵抗の大幅な削減を達成しようとするものであ
る。
させ、飛しよう体の運動性能の低下をもたらすことな・
く、空気抵抗の大幅な削減を達成しようとするものであ
る。
本発明の飛しよう体の操舵装置は、胴体内外へ進退可能
な操舵翼及び同操舵翼を進退させるアクチュエータを備
えている。
な操舵翼及び同操舵翼を進退させるアクチュエータを備
えている。
、本発明では、母機携行時又は巡航飛しよう時等におい
て、揚力は殆ど又は全く必要としないときには、操舵装
置が胴体内に引込まれ、・これによって空気抵抗が減少
する。また飛行時においては、飛しよう体の姿勢角保持
に必要な舵面空気力が得られるように、最小限操舵装置
を胴体外に引き出すことによって、空気抵抗を最小に抑
えることができる。
て、揚力は殆ど又は全く必要としないときには、操舵装
置が胴体内に引込まれ、・これによって空気抵抗が減少
する。また飛行時においては、飛しよう体の姿勢角保持
に必要な舵面空気力が得られるように、最小限操舵装置
を胴体外に引き出すことによって、空気抵抗を最小に抑
えることができる。
ま大災に、複数の操舵翼を用いるときには、その各々の
胴体外への引き出しを制御することによって飛しよう体
のロール姿勢角を制御することができる。
胴体外への引き出しを制御することによって飛しよう体
のロール姿勢角を制御することができる。
本発明の一実施例を第１図ないし第４図によって説明す
る。その後部に主翼５及び尾翼６をもつ飛しよう体の胴
体１の前部に主ｊｌ！５とはソ平行に左右に２個の操舵
翼４が設けられる。同操舵ｊＩ４は、第１図（２）に示
すように後方に向って拡がった扇形の形状を有し、その
前部に設けられたウオームホイール３まわりに回動でき
るように表っていて、アクチユエータ２の軸のウオーム
２′に上記ウオームホイール３が噛合い、同アクチュエ
ータの軸の移動によって、同図中矢印で示すように、胴
体の開口を通って胴体１内に収納され、また胴体１外に
引き出されるようになっている。また、両縁舵翼４は、
第１図０３）に示すように、飛しよう体の機軸に対して
取付角θをもって取付けられ、胴体１から引き出される
と同一方向の舵面空気力を発生するようになっている。
る。その後部に主翼５及び尾翼６をもつ飛しよう体の胴
体１の前部に主ｊｌ！５とはソ平行に左右に２個の操舵
翼４が設けられる。同操舵ｊＩ４は、第１図（２）に示
すように後方に向って拡がった扇形の形状を有し、その
前部に設けられたウオームホイール３まわりに回動でき
るように表っていて、アクチユエータ２の軸のウオーム
２′に上記ウオームホイール３が噛合い、同アクチュエ
ータの軸の移動によって、同図中矢印で示すように、胴
体の開口を通って胴体１内に収納され、また胴体１外に
引き出されるようになっている。また、両縁舵翼４は、
第１図０３）に示すように、飛しよう体の機軸に対して
取付角θをもって取付けられ、胴体１から引き出される
と同一方向の舵面空気力を発生するようになっている。
本実施例は以上のように構成されておシ、母機携行時に
は第２図に示すように、操舵翼４ｔ−アクチュエータ２
の作動によってウオームホイール３のまわりに回動して
、これを胴体１内に収納し、その空気抵抗を減少させる
ことができる。
は第２図に示すように、操舵翼４ｔ−アクチュエータ２
の作動によってウオームホイール３のまわりに回動して
、これを胴体１内に収納し、その空気抵抗を減少させる
ことができる。
発射後は、アクチュエータ２の作動によって左右の操舵
翼４を胴体１から引き出すが、第３図に示すように、左
右の操舵翼４の胴体１外にある面積を異るようにして、
両縁舵翼の舵面空気カフにアンバランスを生ざさせてロ
ーリングモーメント８ｔ−発生させて、飛しよう体の旋
回面をターゲット方向にパンクさせる。
翼４を胴体１から引き出すが、第３図に示すように、左
右の操舵翼４の胴体１外にある面積を異るようにして、
両縁舵翼の舵面空気カフにアンバランスを生ざさせてロ
ーリングモーメント８ｔ−発生させて、飛しよう体の旋
回面をターゲット方向にパンクさせる。
パンクの終了後は、第４図に示すように、両縁舵翼４の
胴体外の面積が等しくなるように調整して所要のピッチ
ングモーメント９を得る舵面空気カフを発生させる、飛
しよう体のロール姿勢角保持は左右の操舵翼４を適当に
引出しその胴体外の面積を調整するととＫよって行なわ
れる。
胴体外の面積が等しくなるように調整して所要のピッチ
ングモーメント９を得る舵面空気カフを発生させる、飛
しよう体のロール姿勢角保持は左右の操舵翼４を適当に
引出しその胴体外の面積を調整するととＫよって行なわ
れる。
また、飛しよ−う体の巡航飛行時には、必要な舵面空気
力を得られるように操舵翼４′ｆ：最小限胴体１外に引
出すことによって、空気抵抗を減少させることができる
。
力を得られるように操舵翼４′ｆ：最小限胴体１外に引
出すことによって、空気抵抗を減少させることができる
。
本実施例は、第５図曲線Ａｒｃ示すように、揚力に対す
る空気抵抗が従来の回転型操舵装置（曲線Ｂ）に対して
減少する。
る空気抵抗が従来の回転型操舵装置（曲線Ｂ）に対して
減少する。
なお、上記実施例は、扇形状の操舵翼をその前端まわ、
シに回動させるようにしているが、本発明はこれに限ら
れるものではなく、操舵翼の胴体外にある面積を調整で
きるような適宜の機構を採用することができる。
シに回動させるようにしているが、本発明はこれに限ら
れるものではなく、操舵翼の胴体外にある面積を調整で
きるような適宜の機構を採用することができる。
本発明は以上説明したように、操舵翼を胴体内外に進退
させることによシ、舵面空気力を必要としない場合及び
巡航飛行時等の空気抵抗を最小限におさえることができ
、ミサイルの飛しよう性能、母機適合性を向上させるこ
とができる。
させることによシ、舵面空気力を必要としない場合及び
巡航飛行時等の空気抵抗を最小限におさえることができ
、ミサイルの飛しよう性能、母機適合性を向上させるこ
とができる。
第１図は本発明の一実施例を示し、第１図（４）はその
平面図、第１図［Ｆ］）はその側面図、第２図ないし第
４図は、それぞれ上記実施例の母機携行時、発射後及び
その後の飛行状態の説明図であり、第２図ないし第４図
の（４）は斜視図、第２図ないし第４図の０３）は、そ
れぞれ第２図に）ないし第４図（４）のＡ−Ａ、 Ｂ−
Ｂ、 Ｃ−Ｃ矢視図、第５図は上記実施例と従来の回転
型操舵翼の揚力−空気抵抗を示す線図、第６図は従来の
飛しよう体の回転型操舵装置の説明図である。 １・・・飛しよ う体胴体、 ２・・・アクチュエータ、 ３・・・ウオームホイール、 ４・・・操舵翼、 ５・・・主翼、 ６・・・尾翼、 ７・・・舵面空気力
平面図、第１図［Ｆ］）はその側面図、第２図ないし第
４図は、それぞれ上記実施例の母機携行時、発射後及び
その後の飛行状態の説明図であり、第２図ないし第４図
の（４）は斜視図、第２図ないし第４図の０３）は、そ
れぞれ第２図に）ないし第４図（４）のＡ−Ａ、 Ｂ−
Ｂ、 Ｃ−Ｃ矢視図、第５図は上記実施例と従来の回転
型操舵翼の揚力−空気抵抗を示す線図、第６図は従来の
飛しよう体の回転型操舵装置の説明図である。 １・・・飛しよ う体胴体、 ２・・・アクチュエータ、 ３・・・ウオームホイール、 ４・・・操舵翼、 ５・・・主翼、 ６・・・尾翼、 ７・・・舵面空気力
Claims (1)
- 胴体内外へ進退可能な操舵翼及び同操舵翼を進退させる
アクチュエータを備えたことを特徴とする飛しよう体の
操舵装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15338988A JPH024199A (ja) | 1988-06-23 | 1988-06-23 | 飛しょう体の操舵装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15338988A JPH024199A (ja) | 1988-06-23 | 1988-06-23 | 飛しょう体の操舵装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH024199A true JPH024199A (ja) | 1990-01-09 |
Family
ID=15561418
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15338988A Pending JPH024199A (ja) | 1988-06-23 | 1988-06-23 | 飛しょう体の操舵装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH024199A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03118897U (ja) * | 1990-03-16 | 1991-12-09 | ||
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6349200B2 (ja) * | 1980-03-31 | 1988-10-03 | Tokyo Shibaura Electric Co |
-
1988
- 1988-06-23 JP JP15338988A patent/JPH024199A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6349200B2 (ja) * | 1980-03-31 | 1988-10-03 | Tokyo Shibaura Electric Co |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH03118897U (ja) * | 1990-03-16 | 1991-12-09 | ||
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
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