JPH11129993A - 飛翔体 - Google Patents
飛翔体Info
- Publication number
- JPH11129993A JPH11129993A JP29851697A JP29851697A JPH11129993A JP H11129993 A JPH11129993 A JP H11129993A JP 29851697 A JP29851697 A JP 29851697A JP 29851697 A JP29851697 A JP 29851697A JP H11129993 A JPH11129993 A JP H11129993A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rockets
- flying object
- jet
- adapter
- fuselage
- 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.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】操縦装置の操作に頼らずに空中衝突や、ミサイ
ルなどの追撃を未然に回避することができる飛翔体を提
供すること。 【解決手段】機体２に急激な進路変更又は姿勢変更を行
うための噴射推進装置６を設ける。
ルなどの追撃を未然に回避することができる飛翔体を提
供すること。 【解決手段】機体２に急激な進路変更又は姿勢変更を行
うための噴射推進装置６を設ける。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛行中に他の航空
機が異常接近した場合、或いは、ミサイルなどの追撃を
受けた場合など、自機に危険が差し迫った時に、操縦装
置を操作することなく、急激な進路変更又は姿勢変更を
行って空中衝突や、ミサイルなどの追撃を回避するよう
にした飛翔体に関する。
機が異常接近した場合、或いは、ミサイルなどの追撃を
受けた場合など、自機に危険が差し迫った時に、操縦装
置を操作することなく、急激な進路変更又は姿勢変更を
行って空中衝突や、ミサイルなどの追撃を回避するよう
にした飛翔体に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、飛行中に他の航空機が異常接近し
た場合、或いは、ミサイルなどの追撃を受けた場合な
ど、自機に危険が差し迫った時は、操縦装置を巧みに操
作して空中衝突や、ミサイルなどの追撃を回避すること
が行われていた。
た場合、或いは、ミサイルなどの追撃を受けた場合な
ど、自機に危険が差し迫った時は、操縦装置を巧みに操
作して空中衝突や、ミサイルなどの追撃を回避すること
が行われていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、操縦装
置の操作による危険回避は、高度の熟練を要するばかり
でなく、自機の運動特性に限度があり、空中衝突や、ミ
サイルなどの追撃を１００％回避することは不可能に近
い。本発明は、係る問題に鑑みて創案されたものであ
り、その目的とするところは、操縦装置の操作に頼らず
に空中衝突や、ミサイルなどの追撃を未然に回避するこ
とができる飛翔体を提供することにある。
置の操作による危険回避は、高度の熟練を要するばかり
でなく、自機の運動特性に限度があり、空中衝突や、ミ
サイルなどの追撃を１００％回避することは不可能に近
い。本発明は、係る問題に鑑みて創案されたものであ
り、その目的とするところは、操縦装置の操作に頼らず
に空中衝突や、ミサイルなどの追撃を未然に回避するこ
とができる飛翔体を提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決し得る本
発明の飛翔体は、機体に急激な進路変更又は姿勢変更を
行うための噴射推進装置を設けたことを特徴とする。こ
のように、機体に急激な進路変更又は姿勢変更を行うた
めの噴射推進装置を設けたことにより、操縦装置を操作
することなく、空中衝突や、ミサイルなどの追撃を未然
に回避することができる。
発明の飛翔体は、機体に急激な進路変更又は姿勢変更を
行うための噴射推進装置を設けたことを特徴とする。こ
のように、機体に急激な進路変更又は姿勢変更を行うた
めの噴射推進装置を設けたことにより、操縦装置を操作
することなく、空中衝突や、ミサイルなどの追撃を未然
に回避することができる。
【０００５】ここで、機体に噴射推進器を放射状に配設
すると共に、前記噴射推進器のグループを機体の長手方
向に１以上配することが望ましい。また、噴射推進器
を、噴射口が機体の斜め下方を向くように機体に取り付
けることが望ましい。また、噴射推進器を、噴射口が機
体の真下を向くように機体に取り付けることが望まし
い。
すると共に、前記噴射推進器のグループを機体の長手方
向に１以上配することが望ましい。また、噴射推進器
を、噴射口が機体の斜め下方を向くように機体に取り付
けることが望ましい。また、噴射推進器を、噴射口が機
体の真下を向くように機体に取り付けることが望まし
い。
【０００６】更に、噴射推進器を、噴射口が機体の真下
及び真横を向くように機首に取り付けることが望まし
い。
及び真横を向くように機首に取り付けることが望まし
い。
【０００７】
【発明の実施の形態】以下、図面により本発明の実施の
形態を説明する。図１に示すように、ジェット機１は、
主として、胴体２、左右一対の主翼３、垂直尾翼４、左
右一対の水平尾翼５から構成され、胴体２内にジェット
エンジン（図示せず）を搭載している。
形態を説明する。図１に示すように、ジェット機１は、
主として、胴体２、左右一対の主翼３、垂直尾翼４、左
右一対の水平尾翼５から構成され、胴体２内にジェット
エンジン（図示せず）を搭載している。
【０００８】このジェット機１は、複数個の噴射推進器
（以下、ロケットと称する）６を装着したアダプター７
Ａを、主翼の付け根部８の直下に位置するように、胴体
２の左右両側に着脱自在に取り付けるようになってい
る。アダプター７Ａは、紡錘形を縦方向（長手方向）に
４分の１分割したような形状を呈し、その上面９は、主
翼の付け根８に沿うように形成され、内側面１０は、胴
体２の側面に沿うように形成されている。また、アダプ
ター７Ａは、主翼の付け根部８の長さとほぼ同等の長さ
を有している。
（以下、ロケットと称する）６を装着したアダプター７
Ａを、主翼の付け根部８の直下に位置するように、胴体
２の左右両側に着脱自在に取り付けるようになってい
る。アダプター７Ａは、紡錘形を縦方向（長手方向）に
４分の１分割したような形状を呈し、その上面９は、主
翼の付け根８に沿うように形成され、内側面１０は、胴
体２の側面に沿うように形成されている。また、アダプ
ター７Ａは、主翼の付け根部８の長さとほぼ同等の長さ
を有している。
【０００９】アダプター７Ａに設けられた５個のロケッ
ト６は、３つのグループに分けられており、第１のグル
ープを構成する一対のロケット６ａ，６ｂは、アダプタ
ー７Ａの前端部近傍に設置され、第２のグループを構成
する一対のロケット６ｃ，６ｄは、アダプター７Ａの後
端部近傍に設置されている。更に、第３のグループを構
成するロケット６ｅは、アダプター７Ａの最後尾に取り
付けられている。
ト６は、３つのグループに分けられており、第１のグル
ープを構成する一対のロケット６ａ，６ｂは、アダプタ
ー７Ａの前端部近傍に設置され、第２のグループを構成
する一対のロケット６ｃ，６ｄは、アダプター７Ａの後
端部近傍に設置されている。更に、第３のグループを構
成するロケット６ｅは、アダプター７Ａの最後尾に取り
付けられている。
【００１０】従って、アダプター７Ａを主翼の付け根部
８の直下に位置するように胴体２の左右両側に装着する
と、第１のグループを構成する一対のロケット６ａ，６
ｂは、機体の重心より機首側に位置し、第２及び第３の
グループを構成するロケット６ｃ，６ｄ及び６ｅは、機
体の重心より後方に位置することになる。上記ロケット
６ａ〜６ｅは、図示しない噴射口が胴体２の斜め下方を
向くようにアダプター７Ａに装着されている。ロケット
６は、図２に示すように、有蓋円筒状のロケット本体１
１の端部に噴射口１２を備え、その内部に火薬などの固
体推進剤（図示せず）が詰め込まれている。これらのロ
ケット６ａ〜６ｅは、乗員が選択的に着火して噴射させ
ることができるようになっている。
８の直下に位置するように胴体２の左右両側に装着する
と、第１のグループを構成する一対のロケット６ａ，６
ｂは、機体の重心より機首側に位置し、第２及び第３の
グループを構成するロケット６ｃ，６ｄ及び６ｅは、機
体の重心より後方に位置することになる。上記ロケット
６ａ〜６ｅは、図示しない噴射口が胴体２の斜め下方を
向くようにアダプター７Ａに装着されている。ロケット
６は、図２に示すように、有蓋円筒状のロケット本体１
１の端部に噴射口１２を備え、その内部に火薬などの固
体推進剤（図示せず）が詰め込まれている。これらのロ
ケット６ａ〜６ｅは、乗員が選択的に着火して噴射させ
ることができるようになっている。
【００１１】しかして、図３に示すように、飛行中に胴
体２の右側のアダプター７Ａに装着されている第１、第
２グループのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、ジエッ
ト機１は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示す
ように急激に横転、即ち、右翼が上、左翼が下になるよ
うに横転すると同時に、進行方向に向かって左側に横滑
りする。
体２の右側のアダプター７Ａに装着されている第１、第
２グループのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、ジエッ
ト機１は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示す
ように急激に横転、即ち、右翼が上、左翼が下になるよ
うに横転すると同時に、進行方向に向かって左側に横滑
りする。
【００１２】また、図４に示すように、飛行中に胴体２
の左右のアダプター７Ａに、夫々、装着されている第
１、第２グループのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、
ジエット機１は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線
で示すように真上に飛び上がり、急激に高度が変わる。
また、図５に示すように、飛行中に左右のアダプター７
Ａの前端部近傍に、夫々、設けられている第１グループ
のロケット６ａ，６ｂを噴射すると、ジエット機１は、
実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように急激
に機首を上げる。
の左右のアダプター７Ａに、夫々、装着されている第
１、第２グループのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、
ジエット機１は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線
で示すように真上に飛び上がり、急激に高度が変わる。
また、図５に示すように、飛行中に左右のアダプター７
Ａの前端部近傍に、夫々、設けられている第１グループ
のロケット６ａ，６ｂを噴射すると、ジエット機１は、
実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように急激
に機首を上げる。
【００１３】また、図６に示すように、飛行中に左右の
アダプター７Ａの最後端部に、夫々、設けられている第
３グループのロケット６ｅを噴射すると、ジエット機１
は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように
急激に機首を下げる。一方、図７は、本発明の他の実施
の態様を示すものであり、このジェット機１は、胴体２
の腹部１３に複数個のロケット６を備えたアダプター７
Ｂを着脱自在に装着するようになっている。
アダプター７Ａの最後端部に、夫々、設けられている第
３グループのロケット６ｅを噴射すると、ジエット機１
は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように
急激に機首を下げる。一方、図７は、本発明の他の実施
の態様を示すものであり、このジェット機１は、胴体２
の腹部１３に複数個のロケット６を備えたアダプター７
Ｂを着脱自在に装着するようになっている。
【００１４】アダプター７Ｂは、紡錘形を縦方向（長手
方向）に２分割したような形状を呈し、その平坦な上面
１４に固定させた装着用ブラケット１５を備えている。
アダプター７Ｂは、４個のロケット６を２つのグループ
に分けて持っている。第１のグループを構成する一対の
ロケット６ａ，６ｂは、アダプター７Ｂの前端部近傍に
設置され、第２のグループを構成する一対のロケット６
ｃ，６ｄは、アダプター７Ｂの後端部近傍に設置されて
いる。これらのロケット６ａ〜６ｄは、図示しない噴射
口が胴体２の真下に向くようにアダプター７Ｂに装着さ
れている。
方向）に２分割したような形状を呈し、その平坦な上面
１４に固定させた装着用ブラケット１５を備えている。
アダプター７Ｂは、４個のロケット６を２つのグループ
に分けて持っている。第１のグループを構成する一対の
ロケット６ａ，６ｂは、アダプター７Ｂの前端部近傍に
設置され、第２のグループを構成する一対のロケット６
ｃ，６ｄは、アダプター７Ｂの後端部近傍に設置されて
いる。これらのロケット６ａ〜６ｄは、図示しない噴射
口が胴体２の真下に向くようにアダプター７Ｂに装着さ
れている。
【００１５】そして、胴体２にアダプター７Ｂを装着す
る際、アダプター７Ｂは、第１のグループを構成する一
対のロケット６ａ，６ｂが機体の重心より機首側に位置
し、第２のグループを構成する一対のロケット６ｃ，６
ｄが機体の重心より後方に位置するように胴体２に取り
付けられる。しかして、図８に示すように、飛行中に全
てのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、ジエット機１
は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように
真上に飛び上がり、急激に高度が変わる。
る際、アダプター７Ｂは、第１のグループを構成する一
対のロケット６ａ，６ｂが機体の重心より機首側に位置
し、第２のグループを構成する一対のロケット６ｃ，６
ｄが機体の重心より後方に位置するように胴体２に取り
付けられる。しかして、図８に示すように、飛行中に全
てのロケット６ａ〜６ｄを噴射すると、ジエット機１
は、実線で示す水平飛行状態から二点鎖線で示すように
真上に飛び上がり、急激に高度が変わる。
【００１６】また、図９に示すように、アダプター７Ｂ
の前端部近傍に設けられている第１グループのロケット
６ａ，６ｂを噴射すると、ジエット機１は、実線で示す
水平飛行状態から二点鎖線で示すように急激に機首を上
げる。他方、図１０は、本発明の更に他の実施の態様を
示すものであり、このジェット機１は、機首１６の真下
に複数のロケット６を備えたアダプター７Ｃを着脱自在
に装着するようになっている。
の前端部近傍に設けられている第１グループのロケット
６ａ，６ｂを噴射すると、ジエット機１は、実線で示す
水平飛行状態から二点鎖線で示すように急激に機首を上
げる。他方、図１０は、本発明の更に他の実施の態様を
示すものであり、このジェット機１は、機首１６の真下
に複数のロケット６を備えたアダプター７Ｃを着脱自在
に装着するようになっている。
【００１７】このアダプター７Ｃは、ほぼ半球状を呈
し、噴射口が機首１６の真下及び左右両側を向くように
３個のロケット６ａ，６ｂ，６ｃを備えている。しかし
て、図１１に示すように、飛行中に真ん中のロケット６
ａを噴射すると、ジエット機１は、実線で示す水平飛行
状態から二点鎖線で示すように急激に機首を上げる。
し、噴射口が機首１６の真下及び左右両側を向くように
３個のロケット６ａ，６ｂ，６ｃを備えている。しかし
て、図１１に示すように、飛行中に真ん中のロケット６
ａを噴射すると、ジエット機１は、実線で示す水平飛行
状態から二点鎖線で示すように急激に機首を上げる。
【００１８】また、図１２に示すように、アダプター７
Ｃの左側に取り付けたロケット６ｃを噴射すると、ジエ
ット機１は、実線で示す直進状態から二点鎖線で示すよ
うに機首を右方向に急激に振る。上記のように、本発明
は、胴体に取り付けたロケットを選択的に噴射すること
により、操縦装置を操作することなく、飛行中のジェッ
ト機の飛行姿勢、飛行高度、飛行方向などを急激に変更
することができる。
Ｃの左側に取り付けたロケット６ｃを噴射すると、ジエ
ット機１は、実線で示す直進状態から二点鎖線で示すよ
うに機首を右方向に急激に振る。上記のように、本発明
は、胴体に取り付けたロケットを選択的に噴射すること
により、操縦装置を操作することなく、飛行中のジェッ
ト機の飛行姿勢、飛行高度、飛行方向などを急激に変更
することができる。
【００１９】
【発明の効果】上記のように、本発明は、機体に急激な
進路変更又は姿勢変更を行うための噴射推進装置を設け
たので、操縦装置を操作することなく、空中衝突や、ミ
サイルなどの追撃を未然に回避することができる。
進路変更又は姿勢変更を行うための噴射推進装置を設け
たので、操縦装置を操作することなく、空中衝突や、ミ
サイルなどの追撃を未然に回避することができる。
【図１】本発明に係る飛翔体の斜視図である。
【図２】噴射推進装置（ロケット）の斜視図である。
【図３】急激に機体を横転させる場合の説明図である。
【図４】急激に飛行高度を上げる場合の説明図である。
【図５】急激に機首を上げる場合の説明図である。
【図６】急激に機首を下げる場合の説明図である。
【図７】本発明に係る飛翔体の他の実施の形態を示す斜
視図である。
視図である。
【図８】急激に飛行高度を上げる場合の説明図である。
【図９】急激に機首を上げる場合の説明図である。
【図１０】本発明に係る飛翔体の他の実施の形態を示す
斜視図である。
斜視図である。
【図１１】急激に機首を上げる場合の説明図である。
【図１２】急激に機首を右側に振る場合の説明図であ
る。
る。
２ 機体 ６ 噴射推進器
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 三好 仁 東京都中央区日本橋本町４−５−14 中国 化薬株式会社東京支店内 (72)発明者 吉田 勝三 東京都中央区日本橋本町４−５−14 中国 化薬株式会社東京支店内
Claims (5)
- 【請求項１】 機体に急激な進路変更又は姿勢変更を行
うための噴射推進装置を設けたことを特徴とする飛翔
体。 - 【請求項２】 機体に噴射推進器を放射状に配設すると
共に、前記噴射推進器のグループを機体の長手方向に１
以上配した請求項１記載の飛翔体。 - 【請求項３】 噴射推進器を、噴射口が機体の斜め下方
を向くように機体に取り付けた請求項１又は２記載の飛
翔体。 - 【請求項４】 噴射推進器を、噴射口が機体の真下を向
くように機体に取り付けた請求項１又は２記載の飛翔
体。 - 【請求項５】 噴射推進器を、噴射口が機体の真下及び
真横を向くように機首に取り付けた請求項１又は２記載
の飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29851697A JPH11129993A (ja) | 1997-10-30 | 1997-10-30 | 飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29851697A JPH11129993A (ja) | 1997-10-30 | 1997-10-30 | 飛翔体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11129993A true JPH11129993A (ja) | 1999-05-18 |
Family
ID=17860741
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29851697A Withdrawn JPH11129993A (ja) | 1997-10-30 | 1997-10-30 | 飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11129993A (ja) |
-
1997
- 1997-10-30 JP JP29851697A patent/JPH11129993A/ja not_active Withdrawn
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3881671A (en) | Detachable cabin aircraft | |
| US3999728A (en) | Escape vehicle with fly-away capability | |
| CN101910002B (zh) | 空间飞行器尾部装置 | |
| US20100294877A1 (en) | VTOL lifting body flying automobile | |
| US6471159B1 (en) | Airship shaped space craft | |
| US3090580A (en) | Space and atmospheric re-entry vehicle | |
| US20030042355A1 (en) | Method and system for synchronized forward and aft thrust vector control | |
| JPH05501448A (ja) | ミサイルの横方向スラスト集合体 | |
| CN106516113A (zh) | 无人机 | |
| US3276376A (en) | Thrust and direction control apparatus | |
| US3270991A (en) | Ejection seats | |
| EP3999416B1 (en) | Closed wing vtol aircraft | |
| JPH11129993A (ja) | 飛翔体 | |
| US3170657A (en) | Landing arrangement for aerial vehicle | |
| KR101668645B1 (ko) | 무인항공기의 완충 착륙장치 | |
| US4703905A (en) | Manned entry vehicle system | |
| US3028122A (en) | Landing arrangement for aerial vehicles | |
| US7077358B1 (en) | Helicopter with torque-correcting thruster device | |
| JP2005155953A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
| JPH0534096A (ja) | 後方発射用航空機搭載飛しよう体 | |
| US2364803A (en) | Crash plane | |
| JPH10111100A (ja) | ロケットモータ分離・追突防止装置 | |
| EP1046577A2 (en) | Single engined aircraft | |
| US6520450B1 (en) | V/STOL aircraft | |
| KR102596843B1 (ko) | 소형 로켓추진 시스템 기반 접이식 고정익 무인항공시스템 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20050104 |