JPH04306500A - 高旋回飛しょう体 - Google Patents
高旋回飛しょう体Info
- Publication number
- JPH04306500A JPH04306500A JP6846591A JP6846591A JPH04306500A JP H04306500 A JPH04306500 A JP H04306500A JP 6846591 A JP6846591 A JP 6846591A JP 6846591 A JP6846591 A JP 6846591A JP H04306500 A JPH04306500 A JP H04306500A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- propulsive
- steering
- combustion
- auxiliary
- propulsion
- 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
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- 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
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は推進力偏向方式により
高旋回運動する飛しょう体に関するものである。
高旋回運動する飛しょう体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図５（ａ）は推進力偏向方式により旋回
する飛しょう体の飛しょう軌跡の概要であり、図中１４
は飛しょう体、１５は偏向後の推力のベクトル方向、１
６は機軸に対して垂直方向の推力のベクトル方向、１７
は速度ベクトル方向、１８は飛しょう軌跡である。図５
（ｂ）は推進力偏向方式と空力操舵方式による旋回時の
飛しょう軌跡の比較であり、図中１９は推進力偏向方式
の場合、２０は空力操舵方式の場合の飛しょう軌跡をそ
れぞれ示したものである。また、図６は従来の推進力偏
向方式の代表例を示したものであり、図中９は推進薬、
１０はノズル、２１は燃焼ガスを偏向させるベーン、２
２はベーンを駆動させるアクチュエータ、２５は推進力
偏向方式のオートパイロット装置である。
する飛しょう体の飛しょう軌跡の概要であり、図中１４
は飛しょう体、１５は偏向後の推力のベクトル方向、１
６は機軸に対して垂直方向の推力のベクトル方向、１７
は速度ベクトル方向、１８は飛しょう軌跡である。図５
（ｂ）は推進力偏向方式と空力操舵方式による旋回時の
飛しょう軌跡の比較であり、図中１９は推進力偏向方式
の場合、２０は空力操舵方式の場合の飛しょう軌跡をそ
れぞれ示したものである。また、図６は従来の推進力偏
向方式の代表例を示したものであり、図中９は推進薬、
１０はノズル、２１は燃焼ガスを偏向させるベーン、２
２はベーンを駆動させるアクチュエータ、２５は推進力
偏向方式のオートパイロット装置である。
【０００３】次に従来の装置の動作について説明する。
ベーン２１により燃焼ガスを偏向させ、推力ベクトル１
６を発生させることにより、飛しょうにモーメントを発
生させる。このモーメントにより飛しょう体が回転し、
推力のベクトル方向１５が所要の旋回方向に向けられる
ことによって１８で示すような旋回運動を行なわせる。 図７は飛しょう時の動圧（Ｑ）と発生する旋回加速度（
ｇ）の関係を示したもので、図中２３は推進力偏向方式
の場合、２４は空力操舵方式の場合である。このように
空力操舵方式の場合は飛しょう中の動圧に旋回加速度が
依存する一方で推進力偏向方式では発生する旋回加速度
が飛しょう中の動圧に依存しないため、低速時や高空飛
しょう時の場合には１９及び２０で説明した様に推進力
偏向方式の方が空力操舵方式よりもれた旋回性能優を有
している。しかし従来の推進力偏向方式の飛しょう体で
は図６で示した様な装置が必要となり、このような方式
では耐熱性のあるベーンの開発リスク、推力総推力の損
失、また偏向のオートパイロットと空力操舵のオートパ
イロットが２つ存在するために全体の制御系が複雑にな
るなどの問題点がある。
６を発生させることにより、飛しょうにモーメントを発
生させる。このモーメントにより飛しょう体が回転し、
推力のベクトル方向１５が所要の旋回方向に向けられる
ことによって１８で示すような旋回運動を行なわせる。 図７は飛しょう時の動圧（Ｑ）と発生する旋回加速度（
ｇ）の関係を示したもので、図中２３は推進力偏向方式
の場合、２４は空力操舵方式の場合である。このように
空力操舵方式の場合は飛しょう中の動圧に旋回加速度が
依存する一方で推進力偏向方式では発生する旋回加速度
が飛しょう中の動圧に依存しないため、低速時や高空飛
しょう時の場合には１９及び２０で説明した様に推進力
偏向方式の方が空力操舵方式よりもれた旋回性能優を有
している。しかし従来の推進力偏向方式の飛しょう体で
は図６で示した様な装置が必要となり、このような方式
では耐熱性のあるベーンの開発リスク、推力総推力の損
失、また偏向のオートパイロットと空力操舵のオートパ
イロットが２つ存在するために全体の制御系が複雑にな
るなどの問題点がある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来の推進力偏向方式
では空力操舵用の操舵装置やオートパイロット装置等と
は別に燃焼ガスを偏向させるための装置が必要であり、
このような装置を用いる場合にはベーンの開発リスクや
推進力の損失、さらに２種類のオートパイロットが存在
することによる制御系の複雑化などの問題点があった。
では空力操舵用の操舵装置やオートパイロット装置等と
は別に燃焼ガスを偏向させるための装置が必要であり、
このような装置を用いる場合にはベーンの開発リスクや
推進力の損失、さらに２種類のオートパイロットが存在
することによる制御系の複雑化などの問題点があった。
【０００５】この発明は上記の問題点を解決するために
、燃焼ガス偏向装置等を用いず、推進力偏向のオートパ
イロットも空力操舵のオートパイロットと共用にするこ
とにより推進力偏向方式による高旋回飛しょうを実現す
ることを目的とする。
、燃焼ガス偏向装置等を用いず、推進力偏向のオートパ
イロットも空力操舵のオートパイロットと共用にするこ
とにより推進力偏向方式による高旋回飛しょうを実現す
ることを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】この発明に係る高旋回飛
しょう体は操舵翼に装着した推進力を偏向させるための
補助推進装置と、この補助推進装置の燃焼前と燃焼後で
オートパイロットゲインを切り換える切り換え装置とを
具備したものである。
しょう体は操舵翼に装着した推進力を偏向させるための
補助推進装置と、この補助推進装置の燃焼前と燃焼後で
オートパイロットゲインを切り換える切り換え装置とを
具備したものである。
【０００７】またこの発明の別の発明に係る高旋回飛し
ょう体は操舵翼に装着した推進力を偏向させるための補
助推進用ノズルと、主推進装置の燃焼ガスを補助推進用
ノズルの分配する分配装置と、主推進装置が燃焼前と燃
焼後でオートパイロットゲインを切り換える切り換え装
置とを具備したものである。
ょう体は操舵翼に装着した推進力を偏向させるための補
助推進用ノズルと、主推進装置の燃焼ガスを補助推進用
ノズルの分配する分配装置と、主推進装置が燃焼前と燃
焼後でオートパイロットゲインを切り換える切り換え装
置とを具備したものである。
【０００８】
【作用】この発明における高旋回飛しょう体は、操舵翼
に設けられた補助推進装置及び補助推進ノズルと燃焼ガ
スの燃焼前と燃焼後でオートパイロットゲインを切り換
える切り換え装置を設けた制御系により、操舵翼を操舵
することにより燃焼ガスが燃焼中は推進力偏向方式、燃
焼後は空力操舵による高旋回飛しょうを１組の操舵装置
とオートパイロットの作動により可能にすることができ
る。
に設けられた補助推進装置及び補助推進ノズルと燃焼ガ
スの燃焼前と燃焼後でオートパイロットゲインを切り換
える切り換え装置を設けた制御系により、操舵翼を操舵
することにより燃焼ガスが燃焼中は推進力偏向方式、燃
焼後は空力操舵による高旋回飛しょうを１組の操舵装置
とオートパイロットの作動により可能にすることができ
る。
【０００９】
【実施例】以下、この発明の一実施例を図について説明
する。図１は補助推進装置を操舵翼に装着した例を示し
たもので飛しょう体１の操舵翼２に補助推進装置３が装
着される。図２はオートパイロット切り換え装置の構成
を示したもので、４は目標位置検出装置、５はオートパ
イロット切り換え装置、６は補助推進装置又は補助推進
ノズルにおける推力計算装置、７は燃焼ガス燃焼時のオ
ートパイロット計算装置、８は燃焼ガス燃焼後のオート
パイロット計算装置、そして２７は出力される舵角コマ
ンドである。さらに図３は操舵翼に補助推進ノズルを装
着した例を示したものである。図中、９は推進薬、１０
は主推進装置のノズル、１１は操舵翼を駆動するアクチ
ュエータ、１２は操舵翼、１３は補助推進ノズル、２６
は主推進装置の燃焼ガスを分配する分配装置である。ま
た図４は推力の大きさと時間の関係の一例を示したもの
である。
する。図１は補助推進装置を操舵翼に装着した例を示し
たもので飛しょう体１の操舵翼２に補助推進装置３が装
着される。図２はオートパイロット切り換え装置の構成
を示したもので、４は目標位置検出装置、５はオートパ
イロット切り換え装置、６は補助推進装置又は補助推進
ノズルにおける推力計算装置、７は燃焼ガス燃焼時のオ
ートパイロット計算装置、８は燃焼ガス燃焼後のオート
パイロット計算装置、そして２７は出力される舵角コマ
ンドである。さらに図３は操舵翼に補助推進ノズルを装
着した例を示したものである。図中、９は推進薬、１０
は主推進装置のノズル、１１は操舵翼を駆動するアクチ
ュエータ、１２は操舵翼、１３は補助推進ノズル、２６
は主推進装置の燃焼ガスを分配する分配装置である。ま
た図４は推力の大きさと時間の関係の一例を示したもの
である。
【００１０】次に実施例の動作を説明する。目標検出装
置４によって検出された目標位置より操舵指令を計算す
る過程において、オートパイロット切り換え装置５は補
助推進装置３又は飛しょう体の機軸方向に生じる加速度
から主推進装置が燃焼中であるか否かを判定、つまり推
進力偏向方式で旋回するか空力操舵方式で旋回するかを
決定する。燃焼ガスが燃焼時には推力計算装置６で予め
メモリされている図４に示す様な推力と時間の関係と燃
焼開始からの時間を基に推力の大きさを推定計算する。 ここで計算された値をもとにオートパイロット計算装置
７では、時々刻々の推力を偏向することで発生するモー
メントを計算し一般的な制御ループにより、推力の偏向
角すなわち最適な操舵角を算出し、舵角コマンド２７を
出力する。また、燃焼ガス燃焼後は５で空力操舵方式が
選択され、オートパイロット計算装置８で操舵翼に揚力
によって発生するモーメントを計算し、燃焼中と同様に
従来の一般的な制御ループで最適な操舵量を算出し、舵
角コマンド２７を出力する。
置４によって検出された目標位置より操舵指令を計算す
る過程において、オートパイロット切り換え装置５は補
助推進装置３又は飛しょう体の機軸方向に生じる加速度
から主推進装置が燃焼中であるか否かを判定、つまり推
進力偏向方式で旋回するか空力操舵方式で旋回するかを
決定する。燃焼ガスが燃焼時には推力計算装置６で予め
メモリされている図４に示す様な推力と時間の関係と燃
焼開始からの時間を基に推力の大きさを推定計算する。 ここで計算された値をもとにオートパイロット計算装置
７では、時々刻々の推力を偏向することで発生するモー
メントを計算し一般的な制御ループにより、推力の偏向
角すなわち最適な操舵角を算出し、舵角コマンド２７を
出力する。また、燃焼ガス燃焼後は５で空力操舵方式が
選択され、オートパイロット計算装置８で操舵翼に揚力
によって発生するモーメントを計算し、燃焼中と同様に
従来の一般的な制御ループで最適な操舵量を算出し、舵
角コマンド２７を出力する。
【００１１】以上の推力偏向の際は補助推進装置２ある
いは主推進装置のノズル１０後方の設けられた推力分配
装置２６を介して操舵翼に設けられた補助推進ノズル１
３が舵角コマンドと連動して回転するため、操舵翼の操
舵により推力の損失もなく従来の方式に比べ、大きな推
進力の偏向が可能である。
いは主推進装置のノズル１０後方の設けられた推力分配
装置２６を介して操舵翼に設けられた補助推進ノズル１
３が舵角コマンドと連動して回転するため、操舵翼の操
舵により推力の損失もなく従来の方式に比べ、大きな推
進力の偏向が可能である。
【００１２】
【発明の効果】以上の様にこの発明によれば、従来のよ
うな複雑な推力偏向装置を使用することなく、操舵装置
の操舵装置及びオートパイロット制御系を最大限に共用
することにより、空力操舵方式と同様に操舵翼を操舵す
るだけで推進力偏向方式による高旋回を効率良く行うこ
とができる効果がある。
うな複雑な推力偏向装置を使用することなく、操舵装置
の操舵装置及びオートパイロット制御系を最大限に共用
することにより、空力操舵方式と同様に操舵翼を操舵す
るだけで推進力偏向方式による高旋回を効率良く行うこ
とができる効果がある。
【図１】この発明の飛しょう体の操舵翼に補助推進装置
を装着した例を示す図である。
を装着した例を示す図である。
【図２】この発明のオートパイロット切り換え装置の概
要図である。
要図である。
【図３】この発明の主推進装置ノズル後方に設けた推力
分配装置及び操舵翼に設けた補助推進ノズルの概要図で
ある。
分配装置及び操舵翼に設けた補助推進ノズルの概要図で
ある。
【図４】推進装置の燃焼時間と推進力の関係の例を示し
た図である。
た図である。
【図５】（ａ）は推進力偏向方式による飛しょう体の飛
しょう軌跡の説明図、（ｂ）は推進力偏向方式と空力操
舵方式による飛しょう軌跡を比較した図である。
しょう軌跡の説明図、（ｂ）は推進力偏向方式と空力操
舵方式による飛しょう軌跡を比較した図である。
【図６】従来の推進力偏向装置の概要を示す図である。
【図７】飛しょう時の動圧と発生旋回加速度を推進力偏
向方式と空力操舵方式で比較した図である。
向方式と空力操舵方式で比較した図である。
１ 飛しょう体
２ 操舵翼
３ 補助推進装置
４ 目標位置検出装置
５ オートパイロット切り換え装置
６ 補助推進装置、補助推進ノズル、推力計算装置７
燃焼ガス燃焼時オートパイロット計算装置８ 燃
焼ガス燃焼後オートパイロット計算装置９ 推進薬 １０ 主推進装置ノズル １１ アクチュエータ １２ 操舵翼 １３ 補助推進用ノズル １４ 飛しょう体 １５ 推力のベクトル方向 １６ 機軸に対して垂直方向の推力のベクトル方向１
７ 速度ベクトル方向 １８ 飛しょう軌跡 １９ 推進力偏向方式の場合の飛しょう軌跡２０
空力操舵方式の場合の飛しょう軌跡２１ ベーン ２２ アクチュエータ ２３ 推進力偏向方式の場合の旋回加速度２４ 空
力操舵方式の場合の旋回加速度２５ オートパイロッ
ト装置 ２６ 燃焼ガス分配装置 ２７ 舵角コマンド
燃焼ガス燃焼時オートパイロット計算装置８ 燃
焼ガス燃焼後オートパイロット計算装置９ 推進薬 １０ 主推進装置ノズル １１ アクチュエータ １２ 操舵翼 １３ 補助推進用ノズル １４ 飛しょう体 １５ 推力のベクトル方向 １６ 機軸に対して垂直方向の推力のベクトル方向１
７ 速度ベクトル方向 １８ 飛しょう軌跡 １９ 推進力偏向方式の場合の飛しょう軌跡２０
空力操舵方式の場合の飛しょう軌跡２１ ベーン ２２ アクチュエータ ２３ 推進力偏向方式の場合の旋回加速度２４ 空
力操舵方式の場合の旋回加速度２５ オートパイロッ
ト装置 ２６ 燃焼ガス分配装置 ２７ 舵角コマンド
Claims (2)
- 【請求項１】 項旋回を行う飛しょう体において、操
舵翼に装着された補助推進装置と、補助推進装置が燃焼
前と燃焼後で飛しょう体の加速度を検出し、その加速度
によりオートパイロットゲインを切り換える切り換え装
置とを具備したことを特徴とする高旋回飛しょう体。 - 【請求項２】 高旋回を行う飛しょう体において、操
舵翼に装着された補助推進用ノズルと、主推進装置の燃
焼ガスを補助推進用ノズルへ分配する分配装置と、上記
主推進装置が燃焼前と燃焼後で飛しょう体の加速度を検
出し、その加速度によりオートパイロットゲインを切り
換える切り換え装置とを具備したことを特徴とする高旋
回飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6846591A JPH04306500A (ja) | 1991-04-01 | 1991-04-01 | 高旋回飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6846591A JPH04306500A (ja) | 1991-04-01 | 1991-04-01 | 高旋回飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04306500A true JPH04306500A (ja) | 1992-10-29 |
Family
ID=13374468
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6846591A Pending JPH04306500A (ja) | 1991-04-01 | 1991-04-01 | 高旋回飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04306500A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0694398A (ja) * | 1992-09-10 | 1994-04-05 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体 |
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
| US9523562B2 (en) | 2014-03-31 | 2016-12-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aerial vehicle and operating method of aerial vehicle |
-
1991
- 1991-04-01 JP JP6846591A patent/JPH04306500A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0694398A (ja) * | 1992-09-10 | 1994-04-05 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体 |
| JPH06123599A (ja) * | 1992-10-09 | 1994-05-06 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛翔体 |
| US9523562B2 (en) | 2014-03-31 | 2016-12-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aerial vehicle and operating method of aerial vehicle |
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