JPH08159698A - スピンミサイル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 機体の長手軸回りにスピンをしながら飛行す
るミサイルにおいて、機体をスピンさせるのに必要なロ
ールトルクを小型かつ簡易な構造で発生することを特徴
としたミサイルを得る。 【構成】 スピンミサイル１において、前記ミサイル１
の胴体２と、前記胴体２の周方向かつ機体前部に配置さ
れた操舵翼３と、前記胴体２の周方向に配置されかつ断
面が非対称な後翼５を設ける。 【効果】 ミサイル１は機体の長手軸回りにスピンをし
ながら飛行し、所定のロール姿勢角においてのみ操舵翼
３を作動させ旋回をするが、従来の技術ではスピンのた
めのロールトルクを得るために、ロールトルク発生用の
大型の翼を設けていた。この発明によれば、胴体２の周
方向に設けられた後翼５の断面を非対称とし、後翼５に
加わる空気力のアンバランスによりロールトルクを発生
し、ミサイルの空気抵抗が低減し、かつ飛行距離が増加
すると言う効果がある。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、機体の長手軸回りに
回転しながら飛行するスピンミサイルに関する物であ
る。

【０００２】

【従来の技術】図１０は、従来のスピンミサイルの全体
図であり、（ａ）はミサイルを横から見た図、（ｂ）は
ミサイルを前方から見た図であり、１はミサイル、２は
前記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２の前部周方向に
配置され前記ミサイル１を所定の方向に誘導する操舵
翼、４は前記胴体２の周方向に配置され前記ミサイル１
がスピン運動をするためのロールトルクを発生するロー
ル翼、イは前記ロール翼４で発生するロールトルクの方
向、５は前記胴体２の周方向かつ前記操舵翼３と前記ロ
ール翼４の後方に配置された前記ミサイル１の旋回力を
発生すると共に機体に静安定をあたえる後翼５である。

【０００３】前記ミサイル１は機体を小型化するために
操舵用のアクチュエータを１個設け、一対の操舵翼３を
駆動し、機体周辺の空気により前記ロール翼４に生じる
ロールトルクで前記ミサイル１が機体の長手軸方向にス
ピンし、前記操舵翼３が所定の位置に到達した時点で前
記操舵翼３の角度を所定の値に制御し、前記ミサイル１
の姿勢角が増加することにより、所定の旋回力が発生す
る。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】スピンミサイル１は通
常小型のミサイル１であり、胴体２の周方向に予めロー
ル方向に固定舵角を取ったロール翼４を設け、前記ロー
ル翼４に空気力が作用することにより生じるロールトル
クで機体をスピンさせ、前記ミサイル１のロール方向が
所定の位置に達した時にピッチ方向の姿勢を制御する操
舵翼３に作用する空気力によりピッチ姿勢を所定の値に
設定し、前記ミサイル１の機体全体に加わる空気力によ
りミサイル１は所定の方向に旋回する。

【０００５】従来のスピンミサイル１では、操舵翼３の
近傍に操舵翼とほぼ同じ大きさのロール翼４を設けたた
めに、ミサイル１の機体総重量が増加するという課題が
あった。

【０００６】また、従来のスピンミサイル１ではロール
トルクを発生するために専用のロール翼４を設け、かつ
ロール翼４が胴体上に設けられたために胴体近傍の翼の
効率が低いためにロール翼４が大きくなり、ミサイル１
の空気抵抗が増加し、飛行距離が短くなるという課題が
あった。

【０００７】

【課題を解決するための手段】この発明の実施例１に関
わるスピンミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取
り除き、後翼の断面を非対称なくさび型にし、ミサイル
の長手方向に対してミサイルの中心軸よりずらした位置
に前記後翼を複数取り付た物である。

【０００８】また、この発明の実施例２に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、後
翼の前縁の片側のみを斜めに落し、ミサイル長手方向の
後翼の断面を非対称にし、同様の後翼を複数ミサイルの
胴体の周方向に設けた物である。

【０００９】また、この発明の実施例３に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、後
翼の後縁を折り曲げ、ミサイルの長手方向の後翼断面を
非対称にし、同様の後翼を複数ミサイルの胴体の周方向
に設けた物である。

【００１０】また、この発明の実施例４に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、後
翼の後縁と翼端がなす角の部分を折り曲げ、ミサイルの
長手方向の後翼断面を非対称にし、同様の後翼を複数ミ
サイルの胴体の周方向に設けた物である。

【００１１】また、この発明の実施例５に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、後
翼の翼端に後翼と所定の角度をなす翼端板と前記翼端板
と後翼を接合するヒンジを設けた物である。

【００１２】また、この発明の実施例６に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、後
翼の翼表面の片側に、フレアーやコーナーリフレクタな
どの搭載物を配置した物である。

【００１３】また、この発明の実施例７に関わるスピン
ミサイルは、従来のミサイルのロール翼を取り除き、翼
端を所定の方向に曲げた物である。

【００１４】

【作用】この発明の実施例１においては、従来のスピン
ミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの抵抗を減少
させると共に、後翼を非対称くさび型とし後翼の表裏両
面の空力特性を変えることにより、片面に発生する空気
力を大きくし、前記後翼をミサイルの周方向に所定の向
きで配置し、スピン運動に必要なロールトルクを得る。

【００１５】また、この発明の実施例２においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、後翼の片面のみを斜めに落
し、後翼の表裏両面の空力特性を変えることにより、片
面に発生する空気力を大きくし、前記後翼をミサイルの
周方向に所定の向きで配置し、スピン運動に必要なロー
ルトルクを得る。前述の様に翼の断面を非対称なくさび
型とした場合、所定の翼強度を得るためには翼の最大厚
さが大きくなると言う課題があるが、この発明によれ
ば、翼全面所定の翼厚をとる。

【００１６】また、この発明の実施例３においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、後翼の後縁を片側に折り曲
げ、後翼の表裏両面の空力特性を変えることにより、片
面に発生する空気力を大きくし、前記後翼をミサイルの
周方向に所定の向きで配置し、スピン運動に必要なロー
ルトルクを得る。前述の様に翼の断面を非対称なくさび
型とした場合や前縁の片側のみを斜めに落した場合、翼
の裏表非対称の程度とミサイルに加わるロールモーメン
トの関係の評価や調整が難しいという課題があるが、こ
の発明によれば、後翼の平面形状設計後に後縁の角度を
変更することにより所要のロールトルクを達成するの
で、後翼の設計が容易である。

【００１７】また、この発明の実施例４においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、後翼の後縁側の翼端を片側に
折り曲げ、後翼の表裏両面の空力特性を変えることによ
り、片面に発生する空気力を大きくし、前記後翼をミサ
イルの周方向に所定の向きで配置し、スピン運動に必要
なロールトルクを得る。スピンに必要なロールモーメン
トはスピンの回転中心から離れた位置で翼の発生する空
気力を表裏非対称にした方が効率が良いが、前述の様に
後翼の後縁全体を曲げた場合、後翼の胴体に近い部分で
も後縁を曲げるのる、ロールトルクを発生する上で効率
の悪い胴体近傍でも後縁が曲げられるため空気抵抗の増
加が生じるが、この発明によれば、ロールトルクを効率
良く発生する翼端部で空力特性を表裏非対称にしている
ので、発生するロールトルクに比べ抵抗の増加が少な
い。

【００１８】また、この発明の実施例５においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、ヒンジを用いて、翼端板を後
翼と所定の角度で後翼の翼端に取付け、後翼の表裏両面
の空力特性を変えることにより、片面に発生する空気力
を大きくし、スピン運動に必要なロールトルクを得る。
前述の様に翼の後縁翼端部を折り曲げた場合、翼の裏表
非対称の程度とミサイルに加わるロールモーメントの関
係の評価や調整が難しいという課題があるが、この発明
によれば、後翼の平面形状設計後に翼端に翼端板を取り
付けることにより所要のロールトルクを達成するので、
後翼の設計が容易である。

【００１９】また、この発明の実施例６においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、後翼の後縁付近にコーナーリ
フレクタなどの搭載機器を配置することにより、後翼の
表裏両面の空力特性に差を持たせ、所望のロールトルク
を得る。

【００２０】また、この発明の実施例７においては、従
来のスピンミサイルのロール翼を取り除き、ミサイルの
抵抗を減少させると共に、後翼の翼端を片側に折り曲
げ、後翼の表裏両面の空力特性を変えることにより、片
面に発生する空気力を大きくし、前記後翼をミサイルの
周方向に所定の向きで配置し、スピン運動に必要なロー
ルトルクを得る。

【００２１】

【実施例】

実施例１．図１は、この発明の実施例１から７の全体図
であり、１はミサイル、２は前記ミサイル１の胴体、３
は前記胴体２に配置され前記ミサイル１を所定の方向に
誘導する操舵翼、５は前記胴体２の周方向かつ前記操舵
翼３の後方に配置され、胴体２と共に前記ミサイル１の
旋回力を発生し、かつ機体に静安定をあたえる後翼５で
ある。図２は、この発明の実施例１から７の概念を説明
するための図であり、５は図１と同じ後翼、ＣNWは空気
により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れと翼のなす
角、イはロールトルクの方向である。図２の（ａ）は非
対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向きの場合であ
り、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に
対し裏向きの場合を示しており、図２の（ａ）と（ｂ）
は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場合、後翼
５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気力ＣNWは
後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示す様にロ
ールトルクが発生する。図３は、この発明の実施例１の
後翼部分を説明するための図で（ａ）は平面図（ｂ）は
矢印ロの方向から見た側面図であり、５は図１と同じ後
翼であり、ニは翼の断面が非対称である事を示すための
ミサイルの中心軸である。この発明においては、前述し
た従来のスピンミサイル１に使用されるロール翼４を取
り除く事により機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体
の空気抵抗が減少することにより所定のロケットモータ
推進薬に対する飛翔距離が増し、ミサイル１を機体の長
手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿勢角が所定
の位置において操舵翼３を動作させ機体のピッチ方向に
回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と後翼５に発
生する空気力を用いてミサイル１を旋回させ、機体をス
ピンさせ所定のロール角で操舵するために操舵用のアク
チュエータは１軸のみで全方位への旋回を達成し、ミサ
イル１を小型化する。後翼５の断面は、図３に示す様に
表裏非対称なくさび型をしており、後翼が表裏非対称な
場合は図２の（ａ）と（ｂ）に示すように空気の流れに
対し表面が上に来ている場合と裏面が上に来ている場合
で後翼に生じる空気力ＣNWに差が出来、図２（ｃ）に示
すように後翼に生じる空気力ＣNWの差で矢印イの方向に
ロールトルクが発生し、ロール翼４無しでミサイル１が
機体長手軸方向にスピンする。

【００２２】実施例２．また、この発明の実施例１から
７の全体図である図１において、１はミサイル、２は前
記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミ
サイル１を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体
２の周方向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２
と共に前記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静
安定をあたえる後翼５である。さらに、この発明の概念
を説明するための図２において、５は図１と同じ後翼、
ＣNWは空気により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れ
と翼のなす角、イはロールトルクの方向である。図２の
（ａ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向き
の場合であり、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼
５が気流に対し裏向きの場合を示し、図２の（ａ）と
（ｂ）は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場
合、後翼５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気
力ＣNWは後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示
す様にロールトルクが発生する。図４は、この発明の実
施例２の後翼部分を説明するための図で（ａ）は平面図
（ｂ）は矢印ロの方向から見た側面図であり、５は図１
と同じ後翼である。この発明においては、前述した従来
のスピンミサイル１に使用されるロール翼４を取り除く
事により機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体の空気
抵抗が減少することにより所定のロケットモータ推進薬
に対する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイル１を
機体の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿勢
角が所定の位置において操舵翼３を動作させ機体のピッ
チ方向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と後
翼５に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回させ、
機体をスピンさせ所定のロール角で操舵するために操舵
用アクチュエータは１軸のみで全方位への旋回を達成
し、ミサイル１を小型化する。図４に示す様に、後翼５
の前縁の片面のみ斜めに落し後翼の表裏両面の空力特性
を変えることにより、後翼の片面に発生する空気力ＣNW
を大きくし、前記後翼５をミサイル１の周方向に所定の
向きで配置し、スピン運動に必要なロールトルクを得、
ロール翼４無しでミサイル１が機体長手軸方向にスピン
する。

【００２３】実施例３．また、この発明の実施例１から
７の全体図である図１において、１はミサイル、２は前
記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミ
サイル１を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体
２の周方向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２
と共に前記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静
安定をあたえる後翼５である。さらに、この発明の概念
を説明するための図２において、５は図１と同じ後翼、
ＣNWは空気により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れ
と翼のなす角、イはロールトルクの方向である。図２の
（ａ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向き
の場合であり、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼
５が気流に対し裏向きの場合を示し、図２の（ａ）と
（ｂ）は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場
合、後翼５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気
力ＣNWは後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示
す様にロールトルクが発生する。図５は、この発明の実
施例３の後翼部分を説明するための図で（ａ）は平面図
（ｂ）は矢印ロの方向から見た側面図であり、５は図１
と同じ後翼である。この発明においては、前述した従来
のスピンミサイル１に使用されるロール翼４を取り除く
事により機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体の空気
抵抗が減少することにより所定のロケットモータ推進薬
に対する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイル１を
機体の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿勢
角が所定の位置において操舵翼３を動作させ機体のピッ
チ方向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と後
翼５に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回させ、
機体をスピンさせ所定のロール角で操舵するために操舵
用のアクチュエータは１軸のみで全方位への旋回を達成
し、ミサイル１を小型化する。図５に示す様に、後縁を
片側に折り曲げた前記後翼５をミサイルの周方向に所定
の向きで配置し、後翼の表裏両面の空力特性を変えるこ
とにより、片面に発生する空気力を大きくし、図２
（ｃ）に示すようにロールトルクを発生させ、スピン運
動に必要なロールトルクを得、ロール翼４無しでミサイ
ル１が機体長手軸方向にスピンする。

【００２４】実施例４．また、この発明の実施例１から
７の全体図である図１において、１はミサイル、２は前
記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミ
サイル１を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体
２の周方向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２
と共に前記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静
安定をあたえる後翼５である。さらに、この発明の概念
を説明するための図２において、５は図１と同じ後翼、
ＣNWは空気により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れ
と翼のなす角、イはロールトルクの方向である。図２の
（ａ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向き
の場合であり、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼
５が気流に対し裏向きの場合を示し、図２の（ａ）と
（ｂ）は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場
合、後翼５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気
力ＣNWは後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示
す様にロールトルクが発生する。図６は、この発明の実
施例４の後翼部分を説明するための図であり、（ａ）は
平面図（ｂ）は矢印ロの方向から見た側面図であり、５
は図１と同じ後翼である。この発明においては、前述し
た従来のスピンミサイル１に使用されるロール翼４を取
り除く事により機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体
の空気抵抗が減少することにより所定のロケットモータ
推進薬に対する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイ
ル１を機体の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロー
ル姿勢角が所定の位置において操舵翼３を動作させ機体
のピッチ方向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体
２と後翼５に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回
させ、機体をスピンさせ所定のロール角で操舵するため
に操舵用のアクチュエータは１軸のみで全方位への旋回
を達成し、ミサイル１を小型化する。後翼５の断面は、
図６に示す様に、後翼５の後縁側の翼端を片側に折り曲
げ、後翼の表裏両面の空力特性を変えることにより、片
面に発生する空気力を大きくし、前記後翼をミサイルの
周方向に所定の向きで配置し、スピン運動に必要なロー
ルトルクを得る。スピンに必要なロールモーメントはス
ピンの回転中心から離れた位置で翼の発生する空気力を
表裏非対称にした方が効率が良いが、前述の様に後翼後
縁全体を曲げた場合、後翼の胴体に近い部分でも後縁を
曲げるので、効率の悪い胴体近傍でも空気抵抗の増加が
生じるが、この発明によれば、ロールトルクを効率良く
発生する翼端部で空力特性を表裏非対称にしているの
で、発生するロールトルクに比べ抵抗の増加が少ない。

【００２５】実施例５．また、この発明の実施例１から
７の全体図である図１において、１はミサイル、２は前
記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミ
サイル１を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体
２の周方向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２
と共に前記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静
安定をあたえる後翼５である。さらに、この発明の概念
を説明するための図２において、５は図１と同じ後翼、
ＣNWは空気により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れ
と翼のなす角、イはロールトルクの方向である。図２の
（ａ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向き
の場合であり、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼
５が気流に対し裏向きの場合を示し、図２の（ａ）と
（ｂ）は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場
合、後翼５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気
力ＣNWは後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示
す様にロールトルクが発生する。図７はこの発明の実施
例５の後翼部分を説明するための図で（ａ）は平面図
（ｂ）は矢印ロの方向から見た側面図であり、５は図１
と同じ後翼であり、８は前記後翼５の翼端に所定の角度
で取り付けた翼端板、９は前記後翼５と翼端板８を取り
付けるヒンジである。この発明においては、前述した従
来のスピンミサイル１に使用されるロール翼４を取り除
く事により機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体の空
気抵抗が減少することにより所定のロケットモータ推進
薬に対する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイル１
を機体の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿
勢角が所定の位置において操舵翼３を動作させ機体のピ
ッチ方向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と
後翼５に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回さ
せ、機体をスピンさせ所定のロール角で操舵するために
操舵用のアクチュエータは１軸のみで全方位への旋回を
達成し、ミサイル１を小型化する。図７に示すように、
ヒンジを用いて、翼端板を後翼と所定の角度で後翼の翼
端に取付け、後翼の表裏両面の空力特性を変えることに
より、片面に発生する空気力を大きくし、図２（ａ）と
（ｂ）に示すように空気の流れに対し表面が上に来てい
る場合と裏面が上に来ている場合で後翼に生じる空気力
ＣNWに差が出来、図２（ｃ）に示すように後翼に生じる
空気力ＣNWの差で矢印イの方向にロールトルクが発生
し、ロール翼４無しでミサイル１が機体長手軸方向にス
ピンする。

【００２６】実施例６．また、この発明の実施例１から
７の全体図である図１において、１はミサイル、２は前
記ミサイル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミ
サイル１を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体
２の周方向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２
と共に前記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静
安定をあたえる後翼５である。さらに、この発明の概念
を説明するための図２において、５は図１と同じ後翼、
ＣNWは空気により後翼に生じる垂直力、αは空気の流れ
と翼のなす角、イはロールトルクの方向である。図２の
（ａ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し表向き
の場合であり、図２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼
５が気流に対し裏向きの場合を示し、図２の（ａ）と
（ｂ）は後翼５が所定の迎角αで気流中におかれた場
合、後翼５の断面が非対称な場合は、後翼に生じる空気
力ＣNWは後翼５の向きにより異なり、図２の（ｃ）に示
す様にロールトルクが発生する。図８はこの発明の実施
例６の後翼部分を説明するための図で（ａ）は平面図
（ｂ）は矢印ロの方向から見た側面図であり、５は図１
と同じ後翼であり、１０はコーナーリフレクタなどの搭
載機器である。この発明においては、前述した従来のス
ピンミサイル１に使用されるロール翼４を取り除く事に
より機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体の空気抵抗
が減少することにより所定のロケットモータ推進薬に対
する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイル１を機体
の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿勢角が
所定の位置において操舵翼３を動作させ機体のピッチ方
向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と後翼５
に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回させ、機体
をスピンさせ所定のロール角で操舵するために操舵用の
アクチュエータは１軸のみで全方位への旋回を達成し、
ミサイル１を小型化する。図８に示す様に、後翼５の後
縁付近にコーナーリフレクタなどの搭載機器１０を配置
することにより、後翼の表裏両面の空力特性に差を持た
せ、後翼が表裏非対称な場合は図２の（ａ）と（ｂ）に
示すように空気の流れに対し搭載機器１０が上に来てい
る場合と搭載機器１０が下に来ている場合で後翼生じる
空気力ＣNWに差が出来、図２（ｃ）に示すように後翼に
生じる空気力ＣNWの差で矢印イの方向にロールトルクが
発生し、ロール翼４無しでミサイル１が機体長手軸方向
にスピンする。

【００２７】実施例７．また、この発明の実施例の全体
図である図１において、１はミサイル、２は前記ミサイ
ル１の胴体、３は前記胴体２に配置され前記ミサイル１
を所定の方向に誘導する操舵翼、５は前記胴体２の周方
向かつ前記操舵翼３の後方に配置され、胴体２と共に前
記ミサイル１の旋回力を発生し、かつ機体に静安定をあ
たえる後翼５である。この発明の概念を説明するための
図２において、５は図１と同じ後翼、ＣNWは空気により
後翼に生じる垂直力、αは空気の流れと翼のなす角、イ
はロールトルクの方向である。図２の（ａ）は非対称な
断面を持つ後翼５が気流に対し表向きの場合であり、図
２の（ｂ）は非対称な断面を持つ後翼５が気流に対し裏
向きの場合を示し、図２の（ａ）と（ｂ）は後翼５が所
定の迎角αで気流中におかれた場合、後翼５の断面が非
対称な場合は、後翼に生じる空気力ＣNWは後翼５の向き
により異なり、図２の（ｃ）に示す様にロールトルクが
発生する。図９は、この発明の実施例７を説明するため
の図であり、５は図１と同じ後翼であり、２は図１と同
じ胴体である。この発明においては、前述した従来のス
ピンミサイル１に使用されるロール翼４を取り除く事に
より機体の空気抵抗を減少させ、さらに機体の空気抵抗
が減少することにより所定のロケットモータ推進薬に対
する飛翔距離を増加させる物であり、ミサイル１を機体
の長手軸方向にスピンさせミサイル１のロール姿勢角が
所定の位置において操舵翼３を動作させ機体のピッチ方
向に回転トルクを発生し、ミサイル１の胴体２と後翼５
に発生する空気力を用いてミサイル１を旋回させ、機体
をスピンさせ所定のロール角で操舵するために操舵用の
アクチュエータは１軸のみで全方位への旋回を達成し、
ミサイル１を小型化する。後翼５の翼端は、図９に示す
様に所定の方向に曲げられており、後翼が表裏非対称な
場合は図２（ａ）と（ｂ）に示すように空気の流れに対
し表面が上に来ている場合と裏面が上に来ている場合で
後翼に生じる空気力ＣNWに差が出来、図２（ｃ）に示す
ように後翼に生じる空気力ＣNWの差で矢印イの方向にロ
ールトルクが発生し、ロール翼４無しでミサイル１が機
体長手軸方向にスピンする。

【００２８】

【発明の効果】この発明の実施例１によれば、ロール翼
無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空気抵抗
が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加すると言う
効果がある。

【００２９】さらに、この発明の実施例２によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、後翼の最大翼厚が小さいと言う効果
がある。

【００３０】さらに、この発明の実施例３によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、ミサイルの機体をスピンさせるため
に要するロールトルクの調整が容易であると言う効果が
ある。

【００３１】さらに、この発明の実施例４によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、ロールトルクを発生するために有効
な翼端部でロールトルクを発生するために効率良くロー
ルトルクが得られると言う効果がある。

【００３２】さらに、この発明の実施例５によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、ロールトルクを発生するために有効
な翼端部でロールトルクを発生するために効率良くロー
ルトルクが得られ、かつ翼端板の取付角度でロールトル
クが調節できると言う効果がある。

【００３３】さらに、この発明の実施例６によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、搭載機器を翼面上に配置するため
に、機体内部の機器収容容積が広がると言う効果があ
る。

【００３４】さらに、この発明の実施例７によれば、ロ
ール翼無しでミサイルの機体をスピンさせるために、空
気抵抗が減少し、所定の推進力での飛翔距離が増加する
と言う効果に加え、ロールトルクを発生するために有効
な翼端部でロールトルクを発生するために効率良くロー
ルトルクが得られると言う効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】 図１はこの発明の実施例１から７の全体図を
示す図である。

【図２】 図２はこの発明の実施例１から７の概念を説
明するための図である。

【図３】 図３はこの発明の実施例１の後翼部分を示す
図である。

【図４】 図４はこの発明の実施例２の後翼部分を示す
図である。

【図５】 図５はこの発明の実施例３の後翼部分を示す
図である。

【図６】 図６はこの発明の実施例４の後翼部分を示す
図である。

【図７】 図７はこの発明の実施例５の後翼部分を示す
図である。

【図８】 図８はこの発明の実施例６の後翼部分を示す
図である。

【図９】 図９はこの発明の実施例７を説明するための
図である。

【図１０】 図１０は従来のスピンミサイルの全体図で
ある。

【符号の説明】

１ ミサイル、２ 胴体、３ 操舵翼、４ ロール翼、
５ 後翼、８ ヒンジ、９ 翼端板、１０ 搭載機器、
α 迎角、ＣNW 後翼に生じる空気力、イ ロールトル
クの方向、ロ 翼を見る方向、ニ ミサイルの中心軸。

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼を設け、前記後翼の断面を表裏が非対称なくさ
   び型とし、前記胴体を挟み対となる位置に配置された前
   記後翼が気流に対し所定の角度を持ったときに、対にな
   る翼が気流によって発生する力がアンバランスになる事
   によりロールトルクを発生し、前記ロールトルクにより
   ミサイルをスピンさせることを特徴とするスピンミサイ
   ル。
2. 【請求項２】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼を設け、前記後翼の前縁の片面のみを斜めに落
   し、前記後翼の表裏両面の空力特性を変える事により、
   前記胴体を挟み対となる位置に配置された前記後翼が気
   流に対し所定の角度を持ったときに、対になる翼が気流
   によって発生する力がアンバランスになる事によりロー
   ルトルクを発生し、前記ロールトルクによりミサイルを
   スピンさせることを特徴とするスピンミサイル。
3. 【請求項３】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼を設け、前記後翼の後縁を片側に折り曲げ、前
   記後翼の表裏両面の空力特性を変える事により、前記胴
   体を挟み対となる位置に配置された前記後翼が気流に対
   し所定の角度を持ったときに、対になる翼が気流によっ
   て発生する力がアンバランスになる事によりロールトル
   クを発生し、前記ロールトルクによりミサイルをスピン
   させることを特徴とするスピンミサイル。
4. 【請求項４】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼を設け、前記後翼の後縁側の翼端を片側に折り
   曲げ、前記後翼の表裏両面の空力特性を変える事によ
   り、前記胴体を挟み対となる位置に配置された前記後翼
   が気流に対し所定の角度を持ったときに、対になる翼が
   気流によって発生する力がアンバランスになる事により
   ロールトルクを発生し、前記ロールトルクによりミサイ
   ルをスピンさせることを特徴とするスピンミサイル。
5. 【請求項５】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼と、前記後翼の翼端に配置されたヒンジと、前
   記ヒンジを介して前記後翼に固定された翼端板を設け、
   前記翼端板を前記後翼に対し所定の角度で取り付け、前
   記後翼の表裏両面の空力特性を変える事により、前記胴
   体を挟み対となる位置に配置された前記後翼が気流に対
   し所定の角度を持ったときに、対になる翼が気流によっ
   て発生する力がアンバランスになる事によりロールトル
   クを発生し、前記ロールトルクによりミサイルをスピン
   させることを特徴とするスピンミサイル。
6. 【請求項６】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼と、前記後翼の後縁付近に配置された搭載機器
   を設け、前記後翼の表裏両面の空力特性を変える事によ
   り、前記胴体を挟み対となる位置に配置された前記後翼
   が気流に対し所定の角度を持ったときに、対になる翼が
   気流によって発生する力がアンバランスになる事により
   ロールトルクを発生し、前記ロールトルクによりミサイ
   ルをスピンさせることを特徴とするスピンミサイル。
7. 【請求項７】 ミサイル機体の長手軸回りに回転しなが
   ら飛行し、機体のロール姿勢角が所定の方向において前
   記ミサイルの胴体の周方向に配置した操舵翼を作動さ
   せ、所定の方向に旋回するスピンミサイルにおいて、前
   記ミサイルの胴体と、前記胴体の前部周方向に配置され
   た操舵翼と、前記ミサイルの胴体の後部周方向に配置さ
   れた後翼を設け、前記後翼の翼端を所定の角度で折り曲
   げ、前記後翼の表裏両面の空力特性を変える事により、
   前記胴体を挟み対となる位置に配置された前記後翼が気
   流に対し所定の角度を持ったときに、対になる翼が気流
   によって発生する力がアンバランスになる事によりロー
   ルトルクを発生し、前記ロールトルクによりミサイルを
   スピンさせることを特徴とするスピンミサイル。