JPS6144300A - 誘導飛しよう体 - 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】 〔発明の技術分野〕 この発明は誘導飛しよう体の改良に関するものであり、
翼面内で回転中心まわりに回転して展開する２枚の安定
翼が、それぞれの回転する面が互いに交叉し、かつ折シ
畳み時に重なって収納される構造となっていることを特
徴とする。

〔従来技術〕

第１図は、従来の誘導飛しよう体の１例を示す説明図で
あり、（１）は誘導飛しよう体の機体、（２）は操舵翼
、（３）は安定翼、（４）は目標追尾装置、（５）は目
標、■は誘導飛しよう体の飛しよう速度ベクトル。

Ｌは飛しよう方向に対して直角な力で、以下揚力と書く
。θは基準軸２通常地面と誘導飛しよう体の機軸とのな
す角度で、以下姿勢角と書く。αは飛しよう方向と誘導
飛しよう体の機軸とのなす角度で、以下迎え角と書く。

σは誘導飛しよう体と追尾装置（４）から見た目標（５
）の方向とのなす角度で。

以下首振り角と書く。誘導飛しよう体が目標（４）の動
きに追従して運動飛行するためには、飛しょう方向を変
えるための揚力りが必要であるが、揚力りに空気力を用
いるのが最も一般的な方法である。

即ち、操舵翼（２）を動かして、操舵翼（２）に働ら〈
揚力を利用して機体の姿勢を変え、迎え角αを生じさせ
て２機体ｆ１１及び安定翼（３）に揚力を発生させて飛
しよう方向を変える。目標（５）が高速で運動する場合
、これに追従するためには大きな揚力りが必要であるが
、そのためには迎え角αを大きくするか、安定翼（３）
を大きくする方法がある。しかし。

迎え角αを大きくしていくと発生する揚力りは増加して
いくが、これには限界があり、この限界を越えると、そ
れ以上に揚カ行増加せず逆に減少してしまう。また、迎
え角αを大きくし過ぎると。

首振シ角σが大きくなり、追尾装置（４）の首振り角の
限界を越えてしマー、目標（５）を見失ってしまう恐れ
がある。安定翼（３）を大きくし過ぎると、ランチャ−
１航空機、艦船等への搭載が困難となシ。

また取扱すも難しくなる。特釦、ｉｐ機搭載用の誘導飛
しよう体では、安定翼（３謄（大き論と、空気抵抗が大
きくなって、携行飛行時に母機である航空機の負担が大
きくなり、その飛行性能が低下するという欠点があった
。そのため、搭載時は安定翼（３）を折シ畳み１機体を
コンパクトなオまに保ち。

発射後これを展開し大きな翼面積、即ち大きな揚力を得
ることができる展開翼方式が考えらｈ、た。

第２図は、従来の展開翼の折畳み方法の１例を示す説明
■であり２（イ）は機軸方向から見た断面図。

←）は機軸直角方向から見た断面図である。（６）は展
開翼、（７１は翼展開アクチュエークであシ、（８）は
展開ｇ（７１を納めるケースである。また、Ｃは展開翼
（７）の前縁に直角な方向の長さで、以下翼弦長と書く
。ｂは展開翼（７）を折シ畳んだ時の翼ケース（８）の
機軸に直角々方向の長さで、以下翼幅と書く。但し、第
２図（イ）においては１図の見易さのため忙翼展開アク
チュエータは省略しである。従来の展開翼方式の誘導飛
しよう体は、搭載時には図の展開翼（６ｂ）、　（６ｃ
）、　（Ｓｄ）の様拠、折９畳まｈ、ているが１発射後
、適切な時間の後に展開アクチュエータ（７）の働きに
よって１図中（６ａ）の様に展開されるものであった。

しかし２図の様な従来の構造では、展開翼（７）の翼弦
長Ｃを、展開翼折畳み時の翼幅すの半分以下しかとれな
いので、展開翼（７）の翼面積が限られ、得られる揚力
にも限界がある。

更に揚力が必要な場合には、展開翼折畳み時の翼幅すを
太きくしなけれは々らず、展開翼折畳み時には、誘導飛
しよう体の外形形状がコンパクトであるという、展開翼
方式の利点が失われてしまう。

〔発明の概要〕

この発明は、この様な欠点を改善する目的で。

対向する２枚の展開翼を、展開中に翼が回転する面をず
らして配置することで、展開時の翼面積を必要なだけ確
保し、２５−っ折畳み時にはコンパクトに収納できる展
開翼形式の誘導飛しょう体を提案するものである。

〔発明の実施例〕

第３図は、この発明の実施例を示す説明図であり、（（
）は機軸方向から見た断面図、←）は機軸直角方向から
見た断面図でおる。図中の符号の意味は第２図と同じで
ある。但し、第３図（イ）においては。

翼展開アクチュエータは省略しである。この発明による
展開翼方式の誘導飛しょう体は１図に示すとうり搭載時
には図の展開翼（６ｂ）、　（６ｃ）、　（！ｄ）の様
に、折り畳まれているが、対抗する展開翼（６ａ）、　
（（５Ｃ）は１重なって収納される。発射後適切な時間
の後町展開アクチュエータ（７）の働きによって９図の
（６ａ）の様に展開される。この様に。

この発明による誘導飛しよう体は、展開翼（Ｓａ）。

（６ｃ）が、展開中に回転する面をずらして構成してあ
り、折畳み時に重なって収納されるので、真近畳み時の
翼幅と同じだけの翼弦長を持つことができる。従って、
翼折り畳み時の翼幅な小さく抑えたままで、翼展開時の
翼面積を大きくとることができる。そのため、従来の展
開翼方式の誘導飛しよう体で必要であった翼ケース（８
）が小さいものでよいか、または全く必要ないので、真
近シ畳み時の外形形状が、極めてコンパクトなものとな
り取扱いも容易になる。また、−７ンチヤ自体も小型化
できると同時に、貯蔵に必要々スペースも小さくてよい
。更に、特に航空機に搭載される場合。

空気抵抗が小ζいので、母機である航空機への負担が小
さくなり、航空機の飛行性能の低下が少々いという利点
がある。

〔発明の効果〕

この発明は以上説明した通り、展開翼の構成をわずかに
修整することＫより、展開翼方式の誘導飛しよう体の翼
折り畳み時の外形形状がコンパクトで、かつ翼展開時の
翼面積を大きくできるので。

搭載及び取扱いが容易でかっ、運動飛行特性の優れた誘
導飛しよう体を実現できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、従来の誘導飛しょう体の７例を示す説明図、
第２図は、従来の展開翼の折畳み方法の１例を示す説明
図、第３図は、この発明の実施例を示す説明図である。 第２図、第３図において（イ）は機軸方向から見た断面
図、（ロ）は機軸直角方向から見た断面図である。 図にお込て（１）は誘導飛しよう体の機体、（２）は操
舵翼、（３）は安定翼、（４）は目標追尾装置、（５）
は目標。 （６）は展開翼、（７）は翼展開アクチュエータ、（８
）は翼ケースである。 また図において、■は飛しよう速度ベクトル。 Ｌけ揚力、θは姿勢角、αは迎え角、σは首振り角、Ｃ
け翼弦長、ｂは翼折り畳み時の翼幅である。 なお２図中同一符号は、同一または相当部分を示すもの
とする。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 翼面内で回転中心まわりに回転して展開する２枚の安定
   翼が、それぞれの回転する面が互いに交叉し、かつ折り
   畳み時には翼面が重なつて収納される構造となつている
   ことを特徴とする誘導飛しょう体。