JPH0244199A - 誘導飛しよう体 - Google Patents
誘導飛しよう体Info
- Publication number
- JPH0244199A JPH0244199A JP19521388A JP19521388A JPH0244199A JP H0244199 A JPH0244199 A JP H0244199A JP 19521388 A JP19521388 A JP 19521388A JP 19521388 A JP19521388 A JP 19521388A JP H0244199 A JPH0244199 A JP H0244199A
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- JP
- Japan
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- wing
- aircraft
- steering
- actuator
- rocket motor
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- Pending
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (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、誘導飛しよう体の改良に関し、さらに詳し
くは２機体の後端側の一部をロケットモータ燃焼後に機
体から切離し、１つの制御装置の制御信号を前翼及び後
興各々２つのアクチエ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つ次点を特徴とするもの
である。
くは２機体の後端側の一部をロケットモータ燃焼後に機
体から切離し、１つの制御装置の制御信号を前翼及び後
興各々２つのアクチエ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つ次点を特徴とするもの
である。
第６図及び第７図は、従来の誘導飛しよう体の機体の例
を示す概略図であ９２図において、（ｌ）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。第８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、 （１０はロケット
モーター ｘｒｎｌはロケットモーター燃焼前の機体の
重心位置＃ ｘｒｎ２はロケットモーター燃焼後の機
体の重心位置ｐ Ｘｃｐｌ は機体上の着力点である
。
を示す概略図であ９２図において、（ｌ）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。第８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、 （１０はロケット
モーター ｘｒｎｌはロケットモーター燃焼前の機体の
重心位置＃ ｘｒｎ２はロケットモーター燃焼後の機
体の重心位置ｐ 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
す概略図であシ、（８）は図の面内に設定し次座標軸で
あり、主流に平行な（８ａ、） ｔ−Ｘ軸、Ｘ軸を直
交する（ａｂ）ｔｙ軸とする。図中。
第１０図は同じ方式の定常旋回時における状態の例を示
す概略図であシ、（８）は図の面内に設定し次座標軸で
あり、主流に平行な（８ａ、） ｔ−Ｘ軸、Ｘ軸を直
交する（ａｂ）ｔｙ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。
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Ｘｍ１であるが１機体の飛しよう開
始後、ロケットそ一ターが燃焼されるにつれて２機体後
方部の重量が軽くなり２重心位置は前方のＸｚ２にまで
移動する。
燃焼前の重心位置はＸｍ１であるが１機体の飛しよう開
始後、ロケットそ一ターが燃焼されるにつれて２機体後
方部の重量が軽くなり２重心位置は前方のＸｚ２にまで
移動する。
これＫよシ２重心位置から機体の着力点までの距離は、
Δｘ１からΔｘ２に変化する。即ち、ロケットモーター
が燃焼することで機体の重心が前方に移動し１重心位置
と着力点の距離が長くなシ９機体の静安定性は大きくな
る。
Δｘ１からΔｘ２に変化する。即ち、ロケットモーター
が燃焼することで機体の重心が前方に移動し１重心位置
と着力点の距離が長くなシ９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図における時計回フのモー
メントを発生させ２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、開始
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。ま次迎角をト
リム角に保つ次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。
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図における時計回フのモー
メントを発生させ２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、開始
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。ま次迎角をト
リム角に保つ次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。
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０例及び定常旋回時における状態の例を
示す概略図であ先口中の記号は。
時における状態０例及び定常旋回時における状態の例を
示す概略図であ先口中の記号は。
第９因及び第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。
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フのモーメントを発生させるためＫ
は、前翼操舵方式の場合と異なシ、第１２図に示したよ
うに負の舵角を取シ負の揚力を後翼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
異なフ負の値となる。
は、前翼操舵方式の場合と異なシ、第１２図に示したよ
うに負の舵角を取シ負の揚力を後翼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
異なフ負の値となる。
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１ｃＦｉ、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シも大きく
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
その之めに制約を受ける。
翼操舵方式の場合１ｃＦｉ、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シも大きく
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
その之めに制約を受ける。
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、その九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、その九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
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９重心位宜と機体の着力点までの距離が長
くなる。これにより靜安定性が増し２機体の応答性が悪
くなる。
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９重心位宜と機体の着力点までの距離が長
くなる。これにより靜安定性が増し２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几めになされたもの
で、ロケットモーター燃焼後２機体の一部を切離し、２
糧類の操舵翼を同時く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、ロケットモーター燃焼後２機体の一部を切離し、２
糧類の操舵翼を同時く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、ロケットモーター燃焼後に機体の切離し機構によ
り機体の一部を切離し、主翼の前方及び後方に各々取シ
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。
とは、ロケットモーター燃焼後に機体の切離し機構によ
り機体の一部を切離し、主翼の前方及び後方に各々取シ
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、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
の真は、１つの制御装置からの制御信号を受けて各々の
真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
の真は、１つの制御装置からの制御信号を受けて各々の
真のアクチュエータが同時に作動することで操舵される
。
機体の一部が切離されることにょシ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い長くなっ
てい次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。
に移動し、ロケットモーターの燃焼にともない長くなっ
てい次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。
ま几、１つの制御装量によ＃）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得られるという双方の利点
が得られ、誘導飛しよう体の性能の向上が図られる。
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得られるという双方の利点
が得られ、誘導飛しよう体の性能の向上が図られる。
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後に機体から切離される。機
体後端部を示す。
線は、ロケットモータ燃焼後に機体から切離される。機
体後端部を示す。
第２囚は、この発明による誘導飛しよう体の内部構造を
示す断面図であ九（５）は操舵の几めの制御装量、 （
６ａ）は前翼（２）のアクチュエーター、（６ｂ）は後
翼（４）のアクチュエーター また（７）は制御装量（
５）の制御信号をアクチュエータ（６ｂ） に送るケ
ーブル、（９）は機体後端部の切離し機構、 ａＳはロ
ケットモーターである。
示す断面図であ九（５）は操舵の几めの制御装量、 （
６ａ）は前翼（２）のアクチュエーター、（６ｂ）は後
翼（４）のアクチュエーター また（７）は制御装量（
５）の制御信号をアクチュエータ（６ｂ） に送るケ
ーブル、（９）は機体後端部の切離し機構、 ａＳはロ
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よう体の動作時の
内部構造を示す断面図であり、 Ｘｃｐ２ は機体の後
端部が切離されたあとの機体の着力点。
内部構造を示す断面図であり、 Ｘｃｐ２ は機体の後
端部が切離されたあとの機体の着力点。
Δｘ３は機体の後端部が切離され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後
〈機体から切離される機体後端部を示す。
力点との距離である。破線は、ロケットモーター燃焼後
〈機体から切離される機体後端部を示す。
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、各々機体の後端側が
切離され友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Ｆ）、（８＆）がＸ軸、 （８１）Ｊ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。
の動作の一例を示す概略図であり、各々機体の後端側が
切離され友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Ｆ）、（８＆）がＸ軸、 （８１）Ｊ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ＫＪ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九静的に安定な誘導飛しよう体では
、第２図に示すように１機体の着力点はロケットモータ
ーαＧの燃焼によらず一定である九めロケットモーター
α〔の燃焼に伴い２重心位宜と着力点までの距離は、Δ
ｘ１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αＧの燃焼完了の信号を受けると
第３図に示すように２機体端端の切離し機構（９）が作
動し、破線で表わされる機体の後端側の一部が機体から
切離される。機体の後端側が切離されることで機体の着
力点は前方のＸｃｐ２ に移動し１重心位置ｘｒｎ２
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、ロケッ
トモーターαＧの燃焼に伴い増加していた機体の静安定
性が減少し、これと共に、悪くなってい九機体の応答性
が向上するという効果が得られる。
、第２図に示すように１機体の着力点はロケットモータ
ーαＧの燃焼によらず一定である九めロケットモーター
α〔の燃焼に伴い２重心位宜と着力点までの距離は、Δ
ｘ１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αＧの燃焼完了の信号を受けると
第３図に示すように２機体端端の切離し機構（９）が作
動し、破線で表わされる機体の後端側の一部が機体から
切離される。機体の後端側が切離されることで機体の着
力点は前方のＸｃｐ２ に移動し１重心位置ｘｒｎ２
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、ロケッ
トモーターαＧの燃焼に伴い増加していた機体の静安定
性が減少し、これと共に、悪くなってい九機体の応答性
が向上するという効果が得られる。
旋回開始時Ｋｋいては、第４図に示されるように、制御
装量１５１の制御信号により前翼（２）のアクチュエー
ター（６ａ）は前翼（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く作動する。この時２機体は、前翼
（２）が操舵されたことで機体応答性が良くなシ、後翼
操舵方式における逆向きの加速度の発生を防止ま九は減
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。
装量１５１の制御信号により前翼（２）のアクチュエー
ター（６ａ）は前翼（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く作動する。この時２機体は、前翼
（２）が操舵されたことで機体応答性が良くなシ、後翼
操舵方式における逆向きの加速度の発生を防止ま九は減
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。
定常旋回時に右いては、第５図に示されるように、制御
架ｆｔ（５１の制御信号により前翼（２）のアクチュエ
ーター（６ａ）は前Ｒ（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１機体の釣合
いに必要な時計回シのモーメントは、前翼（２）及び後
ｇ（４１の両者から得られる友め、各々の翼の舵角量は
、１ｓ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。
架ｆｔ（５１の制御信号により前翼（２）のアクチュエ
ーター（６ａ）は前Ｒ（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１機体の釣合
いに必要な時計回シのモーメントは、前翼（２）及び後
ｇ（４１の両者から得られる友め、各々の翼の舵角量は
、１ｓ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、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。ま几、後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことによフ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、よシ大きな最大加速度を得られるという効果を
有する。
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。ま几、後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことによフ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、よシ大きな最大加速度を得られるという効果を
有する。
この発明は２以上説明した通シ、ロケットそ−ター燃焼
後に機体の後端側の一部を機体から切離すことによフ２
機体の応答性を向上させた上で。
後に機体の後端側の一部を機体から切離すことによフ２
機体の応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。
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角しよう
体の概略図、第２図はこの発明による誘導角しよう体の
内部構造を示す断面図、第３図はこの発明による誘導角
しよう体の動作時の内部構造を示す断面図、８４図及び
第５図はこの発明による誘導角しよう体の動作の一例を
示す概略図。 第６図及び第７図は従来の誘導角しよう体を示す概略図
、第８図は従来の誘導角しよ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
従来の誘導角しよう体の動作の一例を示す概略図である
。 図に２いて、（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は後
翼。 （５）は制御装置、（６１はアクチュエーター、（９）
は切離し機構である。 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角しよう体の
内部構造を示す断面図、第３図はこの発明による誘導角
しよう体の動作時の内部構造を示す断面図、８４図及び
第５図はこの発明による誘導角しよう体の動作の一例を
示す概略図。 第６図及び第７図は従来の誘導角しよう体を示す概略図
、第８図は従来の誘導角しよ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
従来の誘導角しよう体の動作の一例を示す概略図である
。 図に２いて、（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は後
翼。 （５）は制御装置、（６１はアクチュエーター、（９）
は切離し機構である。 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、この機体の後端側の一部
を機体から切離すための切離し機構と、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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19521388A JPH0244199A (ja) | 1988-08-04 | 1988-08-04 | 誘導飛しよう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19521388A JPH0244199A (ja) | 1988-08-04 | 1988-08-04 | 誘導飛しよう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0244199A true JPH0244199A (ja) | 1990-02-14 |
Family
ID=16337343
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19521388A Pending JPH0244199A (ja) | 1988-08-04 | 1988-08-04 | 誘導飛しよう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0244199A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6843179B2 (en) * | 2002-09-20 | 2005-01-18 | Lockheed Martin Corporation | Penetrator and method for using same |
-
1988
- 1988-08-04 JP JP19521388A patent/JPH0244199A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6843179B2 (en) * | 2002-09-20 | 2005-01-18 | Lockheed Martin Corporation | Penetrator and method for using same |
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