JPH0694398A - 飛しょう体 - Google Patents
飛しょう体Info
- Publication number
- JPH0694398A JPH0694398A JP26810292A JP26810292A JPH0694398A JP H0694398 A JPH0694398 A JP H0694398A JP 26810292 A JP26810292 A JP 26810292A JP 26810292 A JP26810292 A JP 26810292A JP H0694398 A JPH0694398 A JP H0694398A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- steering
- blade
- flying
- aerodynamic
- injection nozzle
- 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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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 初期の低速飛しょう時の機体の姿勢制御を確
実に且つ自在にできて、初速大，射角大にしてチップオ
フ等の初期外乱（スピード不足）による接地の危険を回
避することができ、また初期旋回性能を向上させて近距
離横行目標に対処できるようにし、さらには空力操舵力
が小さい低速域で空力操舵力を大きくして、空力操舵性
能を向上させ、性能の向上した高運動性仮想目標への追
従も可能な飛しょう体を提供することを目的とする。 【構成】 空力操舵用の操舵翼又はカナードと、その各
翼の前方に設けられ翼にガスを吹き付ける噴射ノズル
と、機体内部又は機体外部に固設され前記噴射ノズルと
連結したガスボンベとを備えた飛しょう体。
実に且つ自在にできて、初速大，射角大にしてチップオ
フ等の初期外乱（スピード不足）による接地の危険を回
避することができ、また初期旋回性能を向上させて近距
離横行目標に対処できるようにし、さらには空力操舵力
が小さい低速域で空力操舵力を大きくして、空力操舵性
能を向上させ、性能の向上した高運動性仮想目標への追
従も可能な飛しょう体を提供することを目的とする。 【構成】 空力操舵用の操舵翼又はカナードと、その各
翼の前方に設けられ翼にガスを吹き付ける噴射ノズル
と、機体内部又は機体外部に固設され前記噴射ノズルと
連結したガスボンベとを備えた飛しょう体。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、飛しょう体に係り、特
に空力操舵力が小さい低速域で空力操舵力を大きくする
ように姿勢変更を可能にした飛しょう体に関する。
に空力操舵力が小さい低速域で空力操舵力を大きくする
ように姿勢変更を可能にした飛しょう体に関する。
【０００２】
【従来の技術】飛しょう体は、ジェット噴射によって推
進飛しょうし、速度が大となると空力操舵により滑空す
る。
進飛しょうし、速度が大となると空力操舵により滑空す
る。
【０００３】飛しょう体は、近時システム上から小型
化，軽量化が要求されるに伴い空力的課題として、チッ
プオフ等の初期外乱（スピード不足）による接地の危険
を回避するため初速大，射角大にすること、近距離横行
目標に対処するため初期旋回性能の向上を図ることが要
望されている。また運用上の課題として仮想目標性能の
向上に対処するため空力操舵性能の向上を図ることが要
望されている。
化，軽量化が要求されるに伴い空力的課題として、チッ
プオフ等の初期外乱（スピード不足）による接地の危険
を回避するため初速大，射角大にすること、近距離横行
目標に対処するため初期旋回性能の向上を図ることが要
望されている。また運用上の課題として仮想目標性能の
向上に対処するため空力操舵性能の向上を図ることが要
望されている。
【０００４】従来、飛しょう体の飛しょう中の姿勢を変
更する手段としては、推力方向変換装置と操舵装置とが
あり、飛しょう体には両装置を備えたものと、操舵装置
のみを備えたものとがある。
更する手段としては、推力方向変換装置と操舵装置とが
あり、飛しょう体には両装置を備えたものと、操舵装置
のみを備えたものとがある。
【０００５】推力方向変換装置は、ジェット噴射ノズル
を左右上下に回動可能にしたもの、ジェット噴射ノズル
の出口に左右上下に対をなす制御板を回動可能に取付け
たものがあり（実開平２−６９２９８号公報参照）、ま
たジェット噴射ノズル内に４枚のジェットベーンを揺動
可能に設けたものがあり（特開平３−９９１９８号公報
参照）、いずれもジェット噴射ノズルより噴射されるジ
ェット流の向きを変えて推力の方向を制御するものであ
る。
を左右上下に回動可能にしたもの、ジェット噴射ノズル
の出口に左右上下に対をなす制御板を回動可能に取付け
たものがあり（実開平２−６９２９８号公報参照）、ま
たジェット噴射ノズル内に４枚のジェットベーンを揺動
可能に設けたものがあり（特開平３−９９１９８号公報
参照）、いずれもジェット噴射ノズルより噴射されるジ
ェット流の向きを変えて推力の方向を制御するものであ
る。
【０００６】操舵装置は、機体の外周に枢支された操舵
翼をアクチュエータにより所要角度回動して機体の方向
を制御するものである（特開平３−９９１９８号公報参
照）。
翼をアクチュエータにより所要角度回動して機体の方向
を制御するものである（特開平３−９９１９８号公報参
照）。
【０００７】ところで、これらの推力方向変換装置や操
舵装置を備えた従来の飛しょう体は、前述の要望に応え
ることができないでいる。特に初期の低速飛しょう時の
機体の姿勢制御が殆んど不可能である。
舵装置を備えた従来の飛しょう体は、前述の要望に応え
ることができないでいる。特に初期の低速飛しょう時の
機体の姿勢制御が殆んど不可能である。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明は、前述
の要望に応えることができ、初期の低速飛しょう時の機
体の姿勢制御を確実にできるようにした飛しょう体を提
供しようとするのである。
の要望に応えることができ、初期の低速飛しょう時の機
体の姿勢制御を確実にできるようにした飛しょう体を提
供しようとするのである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明の飛しょう体の１つは、空力操舵用の操舵翼又
はカナードと、その各翼の前方に設けられ翼にガスを吹
き付ける噴射ノズルと、機体内部又は機体外部に固設さ
れ前記噴射ノズルと連結したガスボンベとを備えたこと
を特徴とするものである。
の本発明の飛しょう体の１つは、空力操舵用の操舵翼又
はカナードと、その各翼の前方に設けられ翼にガスを吹
き付ける噴射ノズルと、機体内部又は機体外部に固設さ
れ前記噴射ノズルと連結したガスボンベとを備えたこと
を特徴とするものである。
【００１０】本発明の飛しょう体の他の１つは、耐熱，
耐圧性を付与した空力操舵用の操舵翼又はカナードと、
その各翼の前方に設けられ翼に機体推進用のジェット流
を吹き付けるブースタ又はサステナとを備えたことを特
徴とするものである。
耐圧性を付与した空力操舵用の操舵翼又はカナードと、
その各翼の前方に設けられ翼に機体推進用のジェット流
を吹き付けるブースタ又はサステナとを備えたことを特
徴とするものである。
【００１１】
【作用】上記構成の飛しょう体は、発射と同時に操舵翼
又はカナードに圧縮ガス又はジェット流を間欠的に又は
連続的に吹き付けて、操舵翼又はカナードを回動するこ
とにより、推進飛しょうしながら回転し、機体の姿勢角
（飛しょう方向）が確実に且つ自在に制御される。従っ
て、空力操舵力の小さい低速域で空力操舵力が大きくな
り、また低速時にも高舵角効果が得られ、さらに操舵翼
又はカナードのリニアサーボ機構が翼回動に追従するの
で、機体姿勢の制御が極めて簡単となる。また操舵翼又
はカナードに対する圧縮ガス又はジェット流の吹き付け
を間欠的に又は小舵角で行えば、推力の損失を最小限に
抑えることができる。さらに初期旋回性能が向上するた
め、近距離横行目標に対処できる。また揚力を発生せず
に飛しょう体が回転するため、シーカの策敵の補助とな
り、仮想目標飛しょう物体を見失うことがなく、急激な
飛しょう方向の変更も可能で、高運動性目標飛しょう物
体への追従も可能となる。
又はカナードに圧縮ガス又はジェット流を間欠的に又は
連続的に吹き付けて、操舵翼又はカナードを回動するこ
とにより、推進飛しょうしながら回転し、機体の姿勢角
（飛しょう方向）が確実に且つ自在に制御される。従っ
て、空力操舵力の小さい低速域で空力操舵力が大きくな
り、また低速時にも高舵角効果が得られ、さらに操舵翼
又はカナードのリニアサーボ機構が翼回動に追従するの
で、機体姿勢の制御が極めて簡単となる。また操舵翼又
はカナードに対する圧縮ガス又はジェット流の吹き付け
を間欠的に又は小舵角で行えば、推力の損失を最小限に
抑えることができる。さらに初期旋回性能が向上するた
め、近距離横行目標に対処できる。また揚力を発生せず
に飛しょう体が回転するため、シーカの策敵の補助とな
り、仮想目標飛しょう物体を見失うことがなく、急激な
飛しょう方向の変更も可能で、高運動性目標飛しょう物
体への追従も可能となる。
【００１２】
【実施例】本発明による飛しょう体の１つの一実施例を
図１の概略図によって説明すると、１は機体、２は機体
１の中間外周に設けられた主翼、３は機体１の後部外周
に回動可能に設けられた空力操舵用の操舵翼であり、こ
の空力操舵用の操舵翼３の前方に圧縮ガスを操舵翼３の
各翼に吹き付ける噴射ノズル４が設けられ、この噴射ノ
ズル４が機体１の内部に設けられたガスボンベ５に連結
されている。６はジェット流を噴射するブースタ（又は
サステナ）である。
図１の概略図によって説明すると、１は機体、２は機体
１の中間外周に設けられた主翼、３は機体１の後部外周
に回動可能に設けられた空力操舵用の操舵翼であり、こ
の空力操舵用の操舵翼３の前方に圧縮ガスを操舵翼３の
各翼に吹き付ける噴射ノズル４が設けられ、この噴射ノ
ズル４が機体１の内部に設けられたガスボンベ５に連結
されている。６はジェット流を噴射するブースタ（又は
サステナ）である。
【００１３】かかる構成の飛しょう体７は、ガスボンベ
５が機体１の内部にあるが、図２の他の実施例に示すよ
うに機体１の外部にあっても良いものである。
５が機体１の内部にあるが、図２の他の実施例に示すよ
うに機体１の外部にあっても良いものである。
【００１４】図３に示すさらに他の実施例は、機体１の
後部外周に安定翼８を設け、機体１の前部外周に空力操
舵用のカナード９を回動可能に設け、このカナード９の
前方に圧縮ガスをカナード９の各翼に吹き付ける噴射ノ
ズル４を設け、この噴射ノズル４を機体１の内部に設け
られたガスボンベ５に連結している。６はジェット流を
噴射するブースタ（又はサステナ）である。
後部外周に安定翼８を設け、機体１の前部外周に空力操
舵用のカナード９を回動可能に設け、このカナード９の
前方に圧縮ガスをカナード９の各翼に吹き付ける噴射ノ
ズル４を設け、この噴射ノズル４を機体１の内部に設け
られたガスボンベ５に連結している。６はジェット流を
噴射するブースタ（又はサステナ）である。
【００１５】次に本発明による飛しょう体の他の１つの
一実施例を図４の概略図によって説明すると、１は機
体、２は機体１の中間外周に設けられた主翼、３は機体
１の後部外周に回動可能に設けられた空力操舵用の操舵
翼であり、この空力操舵用の操舵翼３の各翼の前方に推
進用のジェット流を吹き付けるブースタ（又はサステ
ナ）６′の噴射ノズル１０が設けられている。
一実施例を図４の概略図によって説明すると、１は機
体、２は機体１の中間外周に設けられた主翼、３は機体
１の後部外周に回動可能に設けられた空力操舵用の操舵
翼であり、この空力操舵用の操舵翼３の各翼の前方に推
進用のジェット流を吹き付けるブースタ（又はサステ
ナ）６′の噴射ノズル１０が設けられている。
【００１６】この飛しょう体７′における空力操舵用の
操舵翼３は、噴射されるジェット流の高温，高圧に耐え
得る材料で製作されているが、通常の翼材料に耐熱コー
ティングしたものに代えても良い。
操舵翼３は、噴射されるジェット流の高温，高圧に耐え
得る材料で製作されているが、通常の翼材料に耐熱コー
ティングしたものに代えても良い。
【００１７】尚、上記各飛しょう体７，７′における空
力操舵用の操舵翼３を精密制御するリニアサーボ機構
（図示省略）を保護するために、機体１と操舵翼３の各
翼との間に断熱材が設けられる。
力操舵用の操舵翼３を精密制御するリニアサーボ機構
（図示省略）を保護するために、機体１と操舵翼３の各
翼との間に断熱材が設けられる。
【００１８】上記のように構成された各実施例の飛しょ
う体７，７′は、発射と同時に操舵翼３又はカナード９
に、噴射ノズル４より圧縮ガス或いはブースタ（又はサ
ステナ）６′よりジェット流を、間欠的に又は連続的に
吹き付けて、操舵翼３又はカナード９を回動することに
より、推進飛しょうしながら回転し、機体１の姿勢角
（飛しょう方向）が確実に且つ自在に制御される。従っ
て、空力操舵力の小さい低速域で空力操舵力が大きくな
り、また低速時にも高舵角効果が得られ、さらに操舵翼
３又はカナード９のリニアサーボ機構（図示省略）が翼
回動に追従するので、機体１の姿勢制御が極めて簡単と
なる。また操舵翼３又はカナード９に対する圧縮ガス又
はジェット流の吹き付けを間欠的に行えば、推力の損失
を最小限に抑えることができる。さらに飛しょう体７，
７′の初期旋回性能が向上するので、近距離横行目標に
迅速に対処できる。また、揚力を発生せずに飛しょう体
７，７′が回転するため、シーカの策敵の補助となり、
仮想目標飛しょう物体を見失うことがなく、急激な飛し
ょう方向の変更も可能で、高運動性目標飛しょう物体へ
の追従も可能となる。
う体７，７′は、発射と同時に操舵翼３又はカナード９
に、噴射ノズル４より圧縮ガス或いはブースタ（又はサ
ステナ）６′よりジェット流を、間欠的に又は連続的に
吹き付けて、操舵翼３又はカナード９を回動することに
より、推進飛しょうしながら回転し、機体１の姿勢角
（飛しょう方向）が確実に且つ自在に制御される。従っ
て、空力操舵力の小さい低速域で空力操舵力が大きくな
り、また低速時にも高舵角効果が得られ、さらに操舵翼
３又はカナード９のリニアサーボ機構（図示省略）が翼
回動に追従するので、機体１の姿勢制御が極めて簡単と
なる。また操舵翼３又はカナード９に対する圧縮ガス又
はジェット流の吹き付けを間欠的に行えば、推力の損失
を最小限に抑えることができる。さらに飛しょう体７，
７′の初期旋回性能が向上するので、近距離横行目標に
迅速に対処できる。また、揚力を発生せずに飛しょう体
７，７′が回転するため、シーカの策敵の補助となり、
仮想目標飛しょう物体を見失うことがなく、急激な飛し
ょう方向の変更も可能で、高運動性目標飛しょう物体へ
の追従も可能となる。
【００１９】
【発明の効果】以上の通り本発明の飛しょう体は、初期
の低速飛しょう時の機体の姿勢制御を確実に且つ自在に
できるので、初速大，射角大にしてチップオフ等の初期
外乱（スピード不足）による接地の危険を回避すること
ができ、また初期旋回性能の向上により近距離横行目標
に対処でき、さらには空力操舵力が小さい低速域で空力
操舵力が大きくなって、空力操舵性能が向上するので、
性能の向上した高運動性仮想目標への追従も可能であ
る。
の低速飛しょう時の機体の姿勢制御を確実に且つ自在に
できるので、初速大，射角大にしてチップオフ等の初期
外乱（スピード不足）による接地の危険を回避すること
ができ、また初期旋回性能の向上により近距離横行目標
に対処でき、さらには空力操舵力が小さい低速域で空力
操舵力が大きくなって、空力操舵性能が向上するので、
性能の向上した高運動性仮想目標への追従も可能であ
る。
【図１】本発明の飛しょう体の１つの一実施例を示す概
略図である。
略図である。
【図２】本発明の飛しょう体の１つの他の実施例を示す
概略図である。
概略図である。
【図３】本発明の飛しょう体の１つのさらに他の実施例
を示す概略図である。
を示す概略図である。
【図４】本発明の飛しょう体の他の１つの一実施例を示
す概略図である。
す概略図である。
１ 機体 ２ 主翼 ３ 操舵翼 ４ 噴射ノズル ５ ガスボンベ ６，６′ ブースタ（又はサステナ） ７，７′ 飛しょう体 ８ 安定翼 ９ カナード
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 西田 芳彦 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工業 株式会社岐阜工場内
Claims (2)
- 【請求項１】 空力操舵用の操舵翼又はカナードと、そ
の各翼の前方に設けられ翼にガスを吹き付ける噴射ノズ
ルと、機体内部又は機体外部に固設され前記噴射ノズル
と連結したガスボンベとを備えたことを特徴とする飛し
ょう体。 - 【請求項２】 耐熱，耐圧性を付与した空力操舵用の操
舵翼又はカナードと、その各翼の前方に設けられ翼に機
体推進用のジェット流を吹き付けるブースタ又はサステ
ナとを備えたことを特徴とする飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26810292A JPH0694398A (ja) | 1992-09-10 | 1992-09-10 | 飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26810292A JPH0694398A (ja) | 1992-09-10 | 1992-09-10 | 飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0694398A true JPH0694398A (ja) | 1994-04-05 |
Family
ID=17453928
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26810292A Pending JPH0694398A (ja) | 1992-09-10 | 1992-09-10 | 飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0694398A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013185749A (ja) * | 2012-03-07 | 2013-09-19 | Ihi Aerospace Co Ltd | 自走飛翔体発射装置 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4560121A (en) * | 1983-05-17 | 1985-12-24 | The Garrett Corporation | Stabilization of automotive vehicle |
| JPS6449900A (en) * | 1987-08-21 | 1989-02-27 | Mitsubishi Electric Corp | Missile |
| JPH02277952A (ja) * | 1989-04-20 | 1990-11-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ジェットベーン装置 |
| JPH03215644A (ja) * | 1990-01-19 | 1991-09-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 |
| JPH04306500A (ja) * | 1991-04-01 | 1992-10-29 | Mitsubishi Electric Corp | 高旋回飛しょう体 |
-
1992
- 1992-09-10 JP JP26810292A patent/JPH0694398A/ja active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4560121A (en) * | 1983-05-17 | 1985-12-24 | The Garrett Corporation | Stabilization of automotive vehicle |
| JPS6449900A (en) * | 1987-08-21 | 1989-02-27 | Mitsubishi Electric Corp | Missile |
| JPH02277952A (ja) * | 1989-04-20 | 1990-11-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ジェットベーン装置 |
| JPH03215644A (ja) * | 1990-01-19 | 1991-09-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン翼用耐熱鋳造合金 |
| JPH04306500A (ja) * | 1991-04-01 | 1992-10-29 | Mitsubishi Electric Corp | 高旋回飛しょう体 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013185749A (ja) * | 2012-03-07 | 2013-09-19 | Ihi Aerospace Co Ltd | 自走飛翔体発射装置 |
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