JPH03125900A - 誘導飛しょう体 - 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】 【産業上の利用分野〕 この発明は誘導部しょう体の改良に関し、さらに詳しく
は主翼あるいは前翼及び後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
誘導部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〕

第１１図及び第１２図は従来の誘導部し上う体の機体の
例を示す概略図であり２図において、（１）は胴体、（
２＋は前翼、（３）は主翼、！４１は後翼である。ここ
で、第１１図は前翼操舵方式の機体の例、第１２図は後
ｇｉ！！！舵方式の探方式例である。第１３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。

α〔はロケットモータ、ｘ、１はロケットモータ燃焼前
の機体の重心位Ｕ、Ｘ、、はロケットモータ燃焼後の機
体の重心位置、Ｘｃ、、ば機体上の着力点である。

第１４図は前″Ｒ操舵方式の旋回開始時における状態の
例、第１５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、（８）は図の面内に設定しｔコ座
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ａは迎角量及び白抜きの矢印は主
流の方向を示す。

第１３図に示されるような機体では、ロケットモータの
燃焼前の重心位置はｘｍ□であるが２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２機体後方
部の重量が軽くなり２重心位置は前方のＸｍ□にまで移
動する。

これにより２重心位置から機体の着力点までの距離ば、
ΔＸ１からΔｘ２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２重心位置と
着力点の距離が長くなり２機体の百１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１こより、第１５図における時計回りのモ
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、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。この迎角ばトリム角と呼ばれ、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た状態をトリム状態と呼び、
第１５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１６図及び第１７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１４図及び第１５図と
同じである。但し、迎角α及び舵角δは第１５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′Ｒ操舵方式の場合と異なり、第１７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翼操舵方式の場合
と同様で定常旋回時には第１７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。

〔発明が解決しようとする課題〕

第１５図に示したように、Ｗｐ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１７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、第１３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１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、主翼あるいは前翼及び後翼
を前方に移動させ、２種頭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ょう体を提案するもの
である。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係る窮導飛しょ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主翼あるいは前翼の移動機
構及び後翼の移！！！＋機構により各々主翼あるいは前
翼及び後翼を前方に移動させ、主賀の前方及び後方に各
々取り付（すられｔこ（桑舵翼の各々のアクチュエータ
に１つの制御装置の制御イ言号を送ること１こより、そ
れらアクチュエータを同時に作動させろものである。

〔作　用〕

この発明におけろ誘導飛しよう体ｌよ２主翼の前方に前
翼及び主翼の後方ζζ後翼の２種類の操舵翼を有し、そ
れらの翼は１つの制御装置力）らの制御信号を受けて各
々の翼のアクチュエータカを同時（ご作動することで操
舵されろ。

主翼あるいは前翼及び後翼カシ前方（こ移動されること
により機体の着力点（よ前方（こ移動し、ロケ・ノドモ
ータの燃焼に伴い長くなってシ）ｔこ重ＩＧと着力点の
距離を短くすることができ、０夛安定性力９減少し機体
応答性が良くなる。

また、１つの制御装置：こより２種類の操舵３ｉＩ力５
同時に操舵されることで、前ｇ操舵方式の応答性の早さ
及び後Ｒ操舵方式の高シ）トＩＪム角力τ１得られろと
いう双方の利点が得られ、誘導飛しよう体の性能の向上
が図られろ。

〔実施例〕

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主翼及び後翼の位置を示す。

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’ｌ　、　ｆ５Ｊ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
）ば後翼（４）のアクチュエータ、まｔこ（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）は主翼の前方移動機構、　（９ｂ
）は後翼の前方移動機構、α０）はロケットモータであ
る。

第３図は第１図に示されろ舅導飛しよう体の動作時の内
部構造を示す断固図であり、ＸＣ，２は主翼及び後翼が
前方に移動したあとの機体の着力点。

ΔＸ、は主翼及び後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
に主翼及び後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恒、各々主翼及び後翼が
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（こおいて、（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：よ
操舵翼の舵角を示し、δａは前翼、δｂ：よ後翼の舵角
、矢印σ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よう体でＩ
ｆ　、第２図に示すよう（こ２機体の着力点１まロケッ
トモータ（１０１の燃焼によらず一定であるためロケッ
トモータα■の燃焼に伴シ）２重ノ０位置と着力点まで
の距離はΔＸ、からΔＸ２へと長くなる方向（こ変化す
る。この機体がロケットモータｕ負の燃焼完了の信号を
受けると第３図ζこ示すよう（こ、主翼の前方移動機構
（９ａ）及び後翼の前方移動８１半行（９ｂ）力丁作動
し、破線で表わされる位置（こあつｔコ主翼及び後翼を
前方の実線の位置まで移動させる。

主翼及び後翼を前方に移動させることで機体の着力点は
前方のＸｃｐｔに移動し１重心位置ｘ、、２との距離は
ΔＸ２からΔＸ、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（こより、−旦、ロケ・ントモー
タａωの燃焼に伴い増加していた機体の１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翼（２）のアクチュエータ
（６ａ）は前翼（２）の前縁を上げろ方向に作動し。

後翼（４）のアクチュエータ（６ｂ）は後３１　（４１
の前縁を下げろ方向に作動する。この時２機体はｆｆ１
Ｊ　’Ｒ（２１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
または減少させる乙とができ、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＊　ｆ２）のアクチユエ
ータ（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（６ｂ）は後翼（４）の
前縁を下げる方向に作動する。この時、８１体の釣合し
）に必要な時計回りのモーメントは、前翼（２）及び後
″Ｒ（４）の両者から得られるため、各々の翼の舵角量
は１１１１Ｍ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！［（２］の正方向の舵角が小さいものですむことに
より、′Ｒ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乙とができる。また。

ｔ＆翼の負方向の舵角も小さいものですむことにより２
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
るという効果を有する。

第６図はこの発明の他の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後翼の位置を示す
。

第７図はこの発明の他の実施例による誘導層しょう体の
内部構造を示す断面図であ’）　、　（５１は操舵のた
めの制御装置、　（６ａ）は＠翼（２）のアクチュエー
タ、　（ｅｂ）は後Ｎ（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（６
ｂ）に送るケーブル、　（９ａ”）は前翼の前方移動機
構、　（９ｂ）は後翼の前方移動機構、α０）はロケッ
トモータである。

第８図は第６図に示される誘導層しょう体の動作時の内
部構造を示す断面図であり、Ｘｃ、２は前翼及び後翼が
前方に移動したあとの機体の着力点。

ΔＸ３ば前翼及び後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
に前翼及び後翼のあった位置を示す。

第９図及び第１Ｏ図は、第６図に示される誘導層しょう
体の動作の一例を示す概略図であり、各々ｆｆ１ＩＮ及
び後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ば操
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層しょう体では
、第７図に示すように、８１体の着力点はロケットモー
タ００）の燃焼によらず一定であるためロケットモータ
α０の燃焼に伴い２Ｍ心位置と着力点までの距離は、△
Ｘ、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００）の燃焼完了の信号を受けると第
８図に示すように前翼の前方移動機構（９ａ”）及び後
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後翼を前方の実線の位置まで移動
させる。

前翼及び後翼を前方に移動させることで機体の着力点は
前方のＸ　Ｃ，２に移動し、ＴＬ心位置ｘ０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
距離が短くなることにより、−旦、ロケットモータαω
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９図に示されるように、制御
装置（５）の？ｌ１ｌＩ＠信号により前Ｒｆ２１のアク
チュエータ（６ａ）は前翼（２）の前縁を上げる方向に
作動し、後″Ｒ（４）のアクチュエータ（６ｂ）は後Ｒ
ｔ４１の前縁を下げる方向に作動する。この時２機体は
前″Ｒ（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１０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（６ａ）は前１　（２１の前縁を上げろ方向に作動
し、後翼（４）のアクチュエータ（６ｂ）は後翼（４）
の前縁を下げろ方向に作動する。この時、機体の釣合い
に必要２な時計回りのモーメントは、前Ｈｆ２）　及び
後翼（４）の両者から得られるため、各々の翼の舵角旦
は１皿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。また。

後翼の負方向の舵角も小さいものですむことにより２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ろ
という効果を有する。

〔発明の効果〕

この発明は以上説明した通り２ロケツトモーク燃焼後に
主翼あるいは前翼及び後翼を前方に移動させることによ
す１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ろことにより、
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。

【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：よこの発明による訓導飛しょう体の動作の一例
を示す概略図。 第６図はこの発明におけろ他の実施例である誘導飛しょ
う体の概略図、第７図はこの発明による他の実施例の誘
導飛しょう体の内部構造を示す断面図、第８図はこの発
明の他の実施例による舅導飛しょう体の動作時の内部構
造を示す断面図、第９図及び第１０図はこの発明の他の
実施例による誘導飛しょう体の動作の一例を示す概略図
、第１１図及び第１２図は従来の誘導飛しょう体を示す
概略図。 第１３図は従来の誘導飛しょう体の内部構造の一部を示
す概略図、第１４図、第１５図、第１６図及び第１７図
は従来の３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）は前翼、（３）は主翼、（４）は後
翼。 （５）は制御装置、（６）はアクチュエータ、（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。 代珂人　大　岩　増　雄 第２図 第１図 ９ｄ　、９ｂ　　　　拳多Φわ６（横 第３図 ２　前翼 ３　主翼 ４　倹翼 ２ 第１０図 第 稔 図 （

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （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有し、ロケットモータにより推
   力を得て飛しょ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、この機体の主翼
   位置を前方に移動させるための移動機構と、上記機体の
   後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ょう体。
2. （２）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有し、ロケットモータにより推
   力を得て飛しょうする誘導飛しょう体において、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
   後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ょう体。