JP2000111299A - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 飛行中の航空機から分離され、この航空機の
後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、そ
の飛しょう速度が機体後方から前方に変化する間、空力
的作用だけで常に安定な飛しょうを実現する。 【解決手段】 前記飛しょう体において、この胴体の後
部に設けられた安定翼と、この安定翼の内部に格納さ
れ、飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大するよう
に展開する展開翼と、展開翼を展開させる回転軸と、展
開翼の先端に設けられ、飛しょう体の飛しょう速度が後
方のときには胴体の前方に揚力を発生させて展開翼を格
納させ、飛しょう体の飛しょう速度が前方のときには胴
体の後方に揚力を発生して展開翼を展開させる補助翼と
を備えたものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ヘリコプター、
飛行機などの航空機に搭載され、この航空機の後方に位
置する所定の目標体に向けて発射もしくは投下されて、
後方へ向けて飛しょう可能な誘導飛しょう体に関するも
のであり、さらに詳しく述べると、前記誘導飛しょう体
が気流を後方から受ける誘導の初期段階と気流を前方か
ら受ける誘導の中期および後期段階において、機体の姿
勢を安定に保つ誘導飛しょう体を提案するものである。

【０００２】

【従来の技術】航空機（以下母機とする）に搭載され、
後方発射可能な誘導飛しょう体に関する従来の技術を図
を用いて説明する。図１０は母機から母機後方にある所
定の目標体に向けて発射される従来の誘導飛しょう体の
挙動を示す図である。図において、１は誘導飛しょう
体、２は速度Ｖｏで飛行し前記誘導飛しょう体１を発射
する母機、３は前記母機２の後方にある目標体、４は誘
導飛しょう体１に推進力を発生する推進装置、２２は誘
導飛しょう体１が母機２に搭載されている段階、２３は
誘導飛しょう体１が飛行中の母機２から後方に向けて発
射され、機体後方に向かう速度Ｖｂで飛しょうしている
段階、２４は推進装置４が点火された後、機体後方に向
かう速度が減速され誘導飛しょう体１が速度０となる段
階、２５は誘導飛しょう体１が加速され機体前方に向か
う速度Ｖａで飛しょうしている段階を示す。

【０００３】段階２２では誘導飛しょう体１は母機２の
後方に向けて搭載されている。母機２の後方で脅威とな
る航空機、誘導弾などの目標体３の存在が確認された
後、母機２から発射された誘導飛しょう体１は、推進装
置４が点火される前の段階２３のように、母機とほぼ同
じ機体後方に向かう飛しょう速度Ｖｂで飛しょうする。
その後、推進装置４が点火されると、機体後方に向かう
飛しょう速度が減速され飛しょう速度０となる段階２４
の状態を経過して、最終的に機体前方に向かう飛しょう
速度Ｖａをもつ段階２５に至って目標体３まで誘導され
る。つまり、誘導飛しょう体１の飛しょう速度の向きが
機体後方である時は気流に対する相対速度は負であり、
また飛しょう速度の向きが機体前方である時は気流に対
する相対速度は正である。したがって誘導飛しょう体１
はこのような飛しょう過程において、気流に対する相対
速度が負から正に変化する。

【０００４】図１１は従来の誘導飛しょう体１に作用す
る空力的なモーメントを示す図であり、図１１ａは機体
前方へ飛しょうする場合、図１１ｂは機体後方へ飛しょ
うする場合をそれぞれ示す。図において、５は誘導飛し
ょう体１の胴体、６は誘導飛しょう体１の操舵翼、７は
誘導飛しょう体１の安定翼、Ｇは誘導飛しょう体１の重
心、Ｎ１は操舵翼６の垂直力、Ｘ１は重心Ｇから操舵翼
６の空力中心までの距離、Ｎ２は安定翼７の垂直力、Ｘ
２は重心Ｇから安定翼７の空力中心までの距離、αは機
体周囲の気流に対する迎角、Ｖａｉｒは気流の速度ベク
トル、Ｖａは機体前方へ飛しょうする段階２５の誘導飛
しょう体１の速度ベクトル、Ｍａは機体前方へ飛しょう
する段階２５における重心Ｇ周りの回転モーメント、Ｖ
ｂは機体後方へ飛しょうする段階２３の誘導飛しょう体
１の速度ベクトル、Ｍｂは機体後方へ飛しょうする段階
２３における重心Ｇ周りの回転モーメントである。

【０００５】誘導飛しょう体１が機体前方へ飛しょうす
る段階２５において、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの
回転モーメントＭａは数１のごとく表せる。

【０００６】

【数１】

【０００７】誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭａを数１のごとく表すと、誘導飛しょう体１の
進路を変更したり、機体周囲の流れの乱れなどの外乱に
よって迎角αが増大しても、回転モーメントＭａは正と
なり、迎角αの増大を打ち消す方向に作用する。したが
って誘導飛しょう体１は空力的に静安定となる。

【０００８】一方、誘導飛しょう体１が機体後方へ飛し
ょうする段階２３において、誘導飛しょう体１の重心Ｇ
周りの回転モーメントＭｂは数２のごとく表せる。

【０００９】

【数２】

【００１０】誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭｂを数２のごとく表すと、誘導飛しょう体１の
進路を変更したり、機体周囲の流れの乱れなどの外乱に
よって迎角αが増大すると、回転モーメントＭｂは負と
なり、迎角αをさらに増大させる方向に作用する。した
がって、誘導飛しょう体１は空力的に静安定ではなくな
るため安定した飛しょうが困難になり、絶えず操舵翼６
を用いて迎角αの増大を打ち消す回転モーメントを常に
発生させる必要がある。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】後方発射可能な誘導飛
しょう体が母機から後方に向けて発射された場合、その
飛しょう過程において飛しょう速度が機体後方から前方
に変化する。このとき従来の誘導飛しょう体１において
は、操舵翼６と安定翼７にそれぞれ作用する垂直力の大
きさにより、機体前方に飛しょうしている間は安定した
姿勢で飛しょうするが、後方に飛しょうしている間は迎
角αを増大させる頭上げのモーメントが発生し空力的に
不安定な状態が生じて、機体の姿勢安定の確保が困難に
なるという問題があった。こういった場合、誘導飛しょ
う体１が目標体３に到達できないばかりか、どこに到達
するか分からない危険な状態になる。すなわちこの発明
は、後方発射可能な誘導飛しょう体において、その飛し
ょう速度が機体後方から前方に変化する間、センサーな
ど複雑な制御装置を必要とせず空力的作用だけで空力特
性を自動的に変更し、空力的な静安定な状態にすること
で常に安定な飛しょうを実現することを目的とする。

【００１２】

【課題を解決するための手段】第１の発明による誘導飛
しょう体は、飛行中の航空機から分離され、この航空機
の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、
この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置
と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の
後部に設けられた安定翼と、この安定翼の内部に格納さ
れ、前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大
するように展開する展開翼と、この展開翼と前記安定翼
の間に設けられ、展開翼を展開させる回転軸と、前記展
開翼の先端に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対
する相対速度が負のときには前記胴体の前方に揚力を発
生させて展開翼を格納させ、前記誘導飛しょう体の気流
に対する相対速度が正のときには前記胴体の後方に揚力
を発生して展開翼を展開させる補助翼とを備えたもので
ある。

【００１３】また、第２の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の内部に格納され、前記
誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大するよう
に展開する展開翼と、この展開翼と前記安定翼との間に
設けられ、展開翼を展開させる回転軸と、前記安定翼の
翼端に設けられ、前記誘導飛しょう体の周りの気流によ
って回転する風車と、この風車と前記回転軸との間に設
けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が
負のときには前記展開翼を格納させる方向に風車の回転
トルクを前記展開翼に伝達し、前記誘導飛しょう体の気
流に対する相対速度が正のときには前記展開翼を展開さ
せる方向に風車の回転トルクを前記展開翼に伝達する伝
達装置とを備えたものである。

【００１４】また、第３の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の先端に設けられ、前記
誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大するよう
に展開する展開翼と、この展開翼と前記安定翼との間に
設けられ、前記機体の気流に対する相対速度が負のとき
に展開翼が前記胴体の中心軸に近づく方向に揚力を発生
して展開翼を折り畳ませ、前記機体の気流に対する相対
速度が正のときに展開翼が前記胴体の中心軸から離れる
方向に揚力を発生して展開翼を展開させるように機体の
前方に向かって前記胴体の中心軸から離れるように角度
をつけて取り付けられた展開軸とを備えたものである。

【００１５】また、第４の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設けられ、前記
誘導飛しょう体の周りの気流によって回転する風車と、
前記安定翼の中央に設けられたスリットと、前記安定翼
の中央に設けられ、前記誘導飛しょう体の重心より後方
の揚力面を増大するように前記スリットを塞ぐスライド
板と、このスライド板と前記風車との間に設けられ、前
記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が負のときに
は前記風車の回転をスライド板に伝達せず、前記誘導飛
しょう体の気流に対する相対速度が正のときには前記風
車の回転をスライド板に伝達してスライド板をスライド
させて前記スリットを塞ぐ伝達装置とを備えたものであ
る。

【００１６】また、第５の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設けられ、前記
誘導飛しょう体の周りの気流によって回転する風車と、
前記安定翼の中央に設けられ、高速で回転することによ
って安定翼を垂直に通過する空気の流れを遮断して前記
誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大するよう
な数個の穴を持つ円盤と、この円盤と前記風車との間に
設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度
が負のときには前記風車の回転を円盤に伝達せず、前記
誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が正のときには
前記風車の回転を円盤に伝達して円盤を高速回転する伝
達装置とを備えたものである。

【００１７】また、第６の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設けられた円筒
と、この円筒の内部に設けられ、前記誘導飛しょう体の
周りの気流によって回転するプロペラと、前記安定翼の
中央に設けられたスリットと、前記安定翼の中央に設け
られ、前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増
大するように前記スリットを塞ぐスライド板と、このス
ライド板と前記プロペラとの間に設けられ、前記誘導飛
しょう体の気流に対する相対速度が負のときには前記プ
ロペラの回転をスライド板に伝達せず、前記誘導飛しょ
う体の気流に対する相対速度が正のときには前記プロペ
ラの回転をスライド板に伝達してスライド板をスライド
させて前記スリットを塞ぐ伝達装置とを備えたものであ
る。

【００１８】また、第７の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設けられた円筒
と、この円筒の内部に設けられ、前記誘導飛しょう体の
周りの気流によって回転するプロペラと、前記安定翼の
中央に設けられ、高速で回転することによって安定翼を
垂直に通過する空気の流れを遮断して前記誘導飛しょう
体の重心より後方の揚力面を増大するような数個の穴を
持つ円盤と、この円盤と前記プロペラとの間に設けら
れ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が負の
ときには前記プロペラの回転を円盤に伝達せず、前記誘
導飛しょう体の気流に対する相対速度が正のときには前
記プロペラの回転を円盤に伝達して円盤を高速回転する
伝達装置とを備えたものである。

【００１９】また、第８の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴体の後部に設
けられた安定翼と、前記胴体の前部先端部に設けられ、
前記誘導飛しょう体の重心の前方に垂直上向きに揚力を
発生させるように展開するエアブレーキと、このエアブ
レーキと前記胴体との間に設けられ、エアブレーキを展
開させる展開軸と、前記エアブレーキの先端に設けら
れ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が負の
ときには前記胴体の前方に揚力を発生してエアブレーキ
を展開させ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速
度が正のときには前記胴体の後方に揚力を発生してエア
ブレーキを格納させるフィンとを備えた。ものである。

【００２０】また、第９の発明による誘導飛しょう体
は、飛行中の航空機から分離され、この航空機の後方に
向けて飛しょうする誘導飛しょう体において、この誘導
飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記
胴体の後部に設けられた操舵翼と、前記胴体の前方先端
部に設けられ、前記誘導飛しょう体の重心の前方に垂直
上向きに揚力を発生させるように展開するエアブレーキ
と、このエアブレーキと前記胴体との間に設けられ、エ
アブレーキを展開させる展開軸と、前記エアブレーキの
先端に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相
対速度が負のときには前記胴体の前方に揚力を発生して
エアブレーキを展開させ、前記誘導飛しょう体の気流に
対する相対速度が正のときには前記胴体の後方に揚力を
発生してエアブレーキを格納させるフィンとを備えた。

【００２１】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す構成図であり、図１ａは誘導飛しょ
う体１が機体前方へ飛しょうする場合、図１ｂは機体後
方に飛しょうする場合をそれぞれ示す。図において８は
安定翼７に格納可能な展開翼、９は展開翼８を展開する
ための回転軸、１０は展開翼８の先端に取付けられた補
助翼、Ｎ３は展開翼８の垂直力、Ｘ３は重心Ｇから展開
翼８の空力中心までの距離、Ｆ１ａは機体前方に飛しょ
うする場合に補助翼１０に作用する揚力、Ｆ１ｂは機体
後方に飛しょうする場合の補助翼１０に作用する揚力で
ある。

【００２２】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図１ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによって補助翼１０に作
用する揚力Ｆ１ｂは胴体５の前方に向いているため、補
助翼１０を翼端に備えた展開翼８は安定翼７の内部に格
納された状態を保持する。このとき誘導飛しょう体１の
重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ１は数３のごとく表さ
れ、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力的に静
安定を確保できる。

【００２３】

【数３】

【００２４】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図１ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによって補助翼１０に作用する揚力Ｆ１ａは胴体５の
後方に向いているため、展開翼８は安定翼７の内部から
回転軸９を中心に展開し、その状態を保持する。このと
き展開翼８の垂直力Ｎ３が発生することにより、誘導飛
しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭａ１は数４
のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用
し、空力的に静安定を確保できる。

【００２５】

【数４】

【００２６】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２を示す構成図であり、図２ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図２ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において１１は安定翼
７の翼端に取付けられた風車、１２は風車１１の回転力
を展開翼８の回転軸９に常に伝達する伝達装置、Ｔ１ａ
は機体前方に飛しょうする場合に風車１１に作用する回
転力、Ｔ２ａは機体前方に飛しょうする場合に回転軸に
作用する回転力、Ｔ１ｂは機体後方に飛しょうする場合
に風車１１に作用する回転力、Ｔ２ｂは機体後方に飛し
ょうする場合に回転軸９に作用する回転力である。

【００２７】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図２ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによって風車１１に作用
する回転力Ｔ１ｂは、伝達装置１２を介して展開翼８の
回転軸９に伝達して回転力Ｔ２ｂを発生する。回転力Ｔ
２ｂは展開翼８を安定翼７の内部に格納する方向に作用
するため、展開翼８は格納された状態を保持する。この
とき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭ
ｂ２は数５のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方
向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００２８】

【数５】

【００２９】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図２ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによって風車１１に作用する回転力Ｔ１ａは、伝達装
置１２を介して展開翼８の回転軸９を伝達して回転力Ｔ
２ａを発生する。回転力Ｔ２ａは展開翼８を展開する方
向に作用するため、展開翼８は展開し、その状態を保持
する。このとき展開翼８の垂直力Ｎ３が発生することに
より、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメント
Ｍａ２は数６のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す
方向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００３０】

【数６】

【００３１】実施の形態３．図３はこの発明の実施の形
態３を示す構成図であり、図３ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図３ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において１３は安定翼
７と展開翼８の間を可動させ、機体前方に向かって胴体
５の中心軸から離れるように角度をつけて取付けられた
展開軸、Ｆ２ａは機体前方に飛しょうする場合に展開翼
８に作用する揚力、Ｆ２ｂは機体後方に飛しょうする場
合に展開翼８に作用する揚力である。

【００３２】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図３ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによって回転翼８に作用
する揚力Ｆ２ｂは胴体５の中心軸に近づく方向に向いて
いるため、展開翼８は胴体５の中心軸に近づく方向に折
り畳まれた状態を保持する。このとき誘導飛しょう体１
の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ３は数７のごとく表
され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力的に
静安定を確保できる。

【００３３】

【数７】

【００３４】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図３ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによって回転翼８に作用する揚力Ｆ２ａは胴体５の中
心軸から離れる方向に向いているため、展開翼８は胴体
５の中心軸から離れる方向に展開し、この状態を保持す
る。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭａ３は数８のごとく表され、迎角αの増大を打
ち消す方向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００３５】

【数８】

【００３６】実施の形態４．図４はこの発明の実施の形
態４を示す構成図であり、図４ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図４ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において１４は安定翼
７の中央に開けられたスリット、１５はスリット１４を
塞ぐようにスライドするスライド板、１６は風車１１の
回転力を決まった回転方向のみスライド板１５に伝達す
る伝達装置、Ｎ４はスライド板１５がスリット１４を塞
いだときに発生する垂直力、Ｘ４は重心Ｇから垂直力Ｎ
４の着力点までの距離、Ｆ３ａは機体前方に飛しょうす
る場合にスライド板１５をスライドさせる力である。

【００３７】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図４ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによって風車１１に作用
する回転力Ｔ１ｂは、あらかじめ決まった方向のみ回転
力を伝達する伝達装置１６により、スライド板１５には
伝達しない。したがってスライド板１５はスライドせ
ず、スリット１４を塞ぐことはない。このとき誘導飛し
ょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ４は数９の
ごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、
空力的に静安定を確保できる。

【００３８】

【数９】

【００３９】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図４ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによって風車１１に作用する回転力Ｔ１ａは、伝達装
置１６を介してスライド板１５に伝達し力Ｆ３ａを発生
する。力Ｆ３ａによってスライド板１５はスライドし、
スリット１４を塞いで垂直力Ｎ４を発生することによ
り、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭ
ａ４は数１０のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す
方向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００４０】

【数１０】

【００４１】実施の形態５．図５はこの発明の実施の形
態５を示す構成図であり、図５ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図５ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において１７は安定翼
７の中央に設けられた穴の空いた円盤、Ｎ５は円盤１７
が高速回転して穴を通過する空気の流れを遮断したとき
に発生する垂直力、Ｘ５は重心Ｇから垂直力Ｎ５の着力
点までの距離、Ｔ３ａは機体前方に飛しょうする場合に
円盤１７に作用する回転力である。

【００４２】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図５ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによって風車１１に作用
する回転力Ｔ１ｂは、あらかじめ決まった方向のみ回転
力を伝達する伝達装置１６により、円盤１７には伝達し
ない。したがって円盤１７は回転せず、円盤１７の穴を
空気が通過し、垂直力は発生しない。このとき誘導飛し
ょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ５は数１１
のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用
し、空力的に静安定を確保できる。

【００４３】

【数１１】

【００４４】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図５ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによって風車１１に作用する回転力Ｔ１ａは、伝達装
置１６を介して円盤１７に伝達し、回転力Ｔ３ａを発生
する。回転力Ｔ３ａによって円盤１７は高速回転し、円
盤１７の穴を通過する気流を遮断することによって垂直
力Ｎ５を発生する。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ
周りの回転モーメントＭａ５は数１２のごとく表され、
迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力的に静安定
を確保できる。

【００４５】

【数１２】

【００４６】実施の形態６．図６はこの発明の実施の形
態６を示す構成図であり、図６ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図６ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において１８は安定翼
７の翼端に取付けられた円筒、１９は円筒１８の内部に
取付けられたプロペラ、２０はプロペラ１９の回転力を
決まった回転方向のみスライド板１５に伝達する伝達装
置、Ｔ４ａは機体前方に飛しょうする場合にプロペラ１
６に作用する回転力、Ｔ４ｂは機体後方に飛しょうする
場合にプロペラ１６に作用する回転力である。

【００４７】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図６ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによってプロペラ１６に
作用する回転力Ｔ４ｂは、あらかじめ決まった方向のみ
回転力を伝達する伝達装置２０により、スライド板１５
には伝達しない。したがってスライド板１５はスライド
せず、スリット１４を塞ぐことはない。このとき誘導飛
しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ６は数１
３のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用
し、空力的に静安定を確保できる。

【００４８】

【数１３】

【００４９】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図６ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによってプロペラ１６に作用する回転力Ｔ４ａは、伝
達装置２０を介してスライド板１５に伝達し力Ｆ３ａを
発生する。力Ｆ３ａによってスライド板１５はスライド
し、スリット１４を塞いで垂直力Ｎ４を発生することに
より、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメント
Ｍａ６は数１４のごとく表され、迎角αの増大を打ち消
す方向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００５０】

【数１４】

【００５１】実施の形態７．図７はこの発明の実施の形
態７を示す構成図であり、図７ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図７ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。

【００５２】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図７ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによってプロペラ１９に
作用する回転力Ｔ４ｂは、あらかじめ決まった方向のみ
回転力を伝達する伝達装置２０により、円盤１７には伝
達しない。したがって円盤１７は回転せず、円盤１７の
穴を空気が通過し、垂直力は発生しない。このとき誘導
飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ７は数
１５のごとく表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作
用し、空力的に静安定を確保できる。

【００５３】

【数１５】

【００５４】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図７ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによってプロペラ１９に作用する回転力Ｔ４ａは、伝
達装置２０を介して円盤１７に伝達し、回転力Ｔ３ａを
発生する。回転力Ｔ３ａによって円盤１７は高速回転
し、円盤１７の穴を通過する気流を遮断することによっ
て垂直力Ｎ５を発生する。このとき誘導飛しょう体１の
重心Ｇ周りの回転モーメントＭａ７は数１６のごとく表
され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力的に
静安定を確保できる。

【００５５】

【数１６】

【００５６】実施の形態８．図８はこの発明の実施の形
態８を示す構成図であり、図８ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図８ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において２１は胴体５
の前方に取付けられた胴体５に格納可能なエアブレー
キ、２２はエアブレーキ２１を展開するための展開軸、
２３はエアブレーキ２１の先端に取付けられたフィン、
Ｎ６はエアブレーキ２１の垂直力、Ｘ６は重心Ｇからエ
アブレーキ２１の空力中心までの距離、Ｆ４ａは機体前
方に飛しょうする場合にフィン２３に作用する揚力、Ｆ
４ｂは機体後方に飛しょうする場合にフィン２３に作用
する揚力である。

【００５７】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図８ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによってフィン２３に作
用する揚力Ｆ４ｂは胴体５の前方に向いているため、フ
ィン２３を先端に備えたエアブレーキ２１は胴体５の内
部より展開軸２２を中心に機体後方に展開され、その状
態を保持する。このときエアブレーキ２１は気流Ｖａｉ
ｒの方向に広がる円錐状に展開するため、迎角αをとる
と垂直力Ｎ６が発生する。したがって、誘導飛しょう体
１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ８は数１７のごと
く表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力
的に静安定を確保できる。

【００５８】

【数１７】

【００５９】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図８ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによってフィン２３に作用する揚力Ｆ４ａは胴体５の
後方に向いているためフィン２３を翼端に備えたエアブ
レーキ２１は胴体５の内部に格納され、その状態を保持
する。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モ
ーメントＭａ８は数１８のごとく表され、迎角αの増大
を打ち消す方向に作用し、空力的に静安定を確保でき
る。

【００６０】

【数１８】

【００６１】実施の形態９．図９はこの発明の実施の形
態９を示す構成図であり、図９ａは誘導飛しょう体１が
機体前方へ飛しょうする場合、図９ｂは機体後方に飛し
ょうする場合をそれぞれ示す。図において、６は誘導飛
しょう体１の胴体５の後方に設けられた操舵翼である。

【００６２】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
された直後の段階２３の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖｂで飛しょうする状態を示す図９ｂにおいて、機体後
方より流れている気流Ｖａｉｒによってフィン２３に作
用する揚力Ｆ４ｂは胴体５の前方に向いているため、フ
ィン２３を先端に備えたエアブレーキ２１は胴体５の内
部より展開軸２２を中心に機体後方に展開され、その状
態を保持する。このときエアブレーキ２１は気流Ｖａｉ
ｒの方向に広がる円錐状に展開するため、迎角αをとる
と垂直力Ｎ６が発生する。したがって、誘導飛しょう体
１の重心Ｇ周りの回転モーメントＭｂ９は数１９のごと
く表され、迎角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力
的に静安定を確保できる。

【００６３】

【数１９】

【００６４】誘導飛しょう体１が母機２から後方に発射
され、推進装置４点火後しばらく経過した段階２５の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖａ飛しょうする状態を示
す図９ａにおいて、機体前方より流れている気流Ｖａｉ
ｒによってフィン２３に作用する揚力Ｆ４ａは胴体５の
後方に向いているためフィン２３を翼端に備えたエアブ
レーキ２１は胴体５の内部に格納され、その状態を保持
する。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モ
ーメントＭａ９は数２０のごとく表され、迎角αの増大
を打ち消す方向に作用し、空力的に静安定を確保でき
る。

【００６５】

【数２０】

【００６６】なお、誘導飛しょう体１の備えられる翼
は、操舵翼６のみであるため、空力抵抗の低減、機体構
造の単純化および軽量化がはかれる。

【００６７】

【発明の効果】この発明は以上説明したように構成され
ているので、以下に記載されるような効果を奏する。

【００６８】第１の発明によれば、飛行中の航空機から
分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうする誘導
飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後方から
前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置を必要
とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更し、空
力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛しょうを
実現することができる。

【００６９】また、第２の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７０】また、第３の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７１】また、第４の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７２】また、第５の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７３】また、第６の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７４】また、第７の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７５】また、第８の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【００７６】また、第９の発明によれば、飛行中の航空
機から分離され、この航空機の後方に向けて飛しょうす
る誘導飛しょう体において、その飛しょう速度が機体後
方から前方に変化する間、センサーなど複雑な制御装置
を必要とせず空力的作用だけで空力特性を自動的に変更
し、空力的に静安定な状態にすることで常に安定な飛し
ょうを実現することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１を示す構成図である。

【図２】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
２を示す構成図である。

【図３】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
３を示す構成図である。

【図４】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
４を示す構成図である。

【図５】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
５を示す構成図である。

【図６】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
６を示す構成図である。

【図７】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
７を示す構成図である。

【図８】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
８を示す構成図である。

【図９】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
９を示す構成図である。

【図１０】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１１】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図であ
る。

【符号の説明】

１ 誘導飛しょう体、２ 母機、３ 目標体、４ 推進
装置、５ 胴体、６操舵翼、７ 安定翼、８ 展開翼、
９ 回転軸、１０ 補助翼、１１ 風車、１２ 伝達装
置、１３ 展開軸、１４ スリット、１５ スライド
板、１６ 伝達装置、１７ 円盤、１８ 円筒、１９
プロペラ、２０ 伝達装置、２１ エアブレーキ、２２
展開軸、２３ フィン。

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の内部に格
   納され、前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を
   増大するように展開する展開翼と、この展開翼と前記安
   定翼の間に設けられ、展開翼を展開させる回転軸と、前
   記展開翼の先端に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流
   に対する相対速度が負のときには前記胴体の前方に揚力
   を発生させて展開翼を格納させ、前記誘導飛しょう体の
   気流に対する相対速度が正のときには前記胴体の後方に
   揚力を発生して展開翼を展開させる補助翼とを備えたこ
   とを特徴とする誘導飛しょう体。
2. 【請求項２】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の内部に格
   納され、前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を
   増大するように展開する展開翼と、この展開翼と前記安
   定翼との間に設けられ、展開翼を展開させる回転軸と、
   前記安定翼の翼端に設けられ、前記誘導飛しょう体の周
   りの気流によって回転する風車と、この風車と前記回転
   軸との間に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対す
   る相対速度が負のときには前記展開翼を格納させる方向
   に風車の回転トルクを前記展開翼に伝達し、前記誘導飛
   しょう体の気流に対する相対速度が正のときには前記展
   開翼を展開させる方向に風車の回転トルクを前記展開翼
   に伝達する伝達装置とを備えたことを特徴とする誘導飛
   しょう体。
3. 【請求項３】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の先端に設
   けられ、前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を
   増大するように展開する展開翼と、この展開翼と前記安
   定翼との間に設けられ、前記機体の気流に対する相対速
   度が負のときに展開翼が前記胴体の中心軸に近づく方向
   に揚力を発生して展開翼を折り畳ませ、前記機体の気流
   に対する相対速度が正のときに展開翼が前記胴体の中心
   軸から離れる方向に揚力を発生して展開翼を展開させる
   ように機体の前方に向かって前記胴体の中心軸から離れ
   るように角度をつけて取り付けられた展開軸とを備えた
   ことを特徴とする誘導飛しょう体。
4. 【請求項４】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設
   けられ、前記誘導飛しょう体の周りの気流によって回転
   する風車と、前記安定翼の中央に設けられたスリット
   と、前記安定翼の中央に設けられ、前記誘導飛しょう体
   の重心より後方の揚力面を増大するように前記スリット
   を塞ぐスライド板と、このスライド板と前記風車との間
   に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速
   度が負のときには前記風車の回転をスライド板に伝達せ
   ず、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が正の
   ときには前記風車の回転をスライド板に伝達してスライ
   ド板をスライドさせて前記スリットを塞ぐ伝達装置とを
   備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。
5. 【請求項５】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設
   けられ、前記誘導飛しょう体の周りの気流によって回転
   する風車と、前記安定翼の中央に設けられ、高速で回転
   することによって安定翼を垂直に通過する空気の流れを
   遮断して前記誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を
   増大するような数個の穴を持つ円盤と、この円盤と前記
   風車との間に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対
   する相対速度が負のときには前記風車の回転を円盤に伝
   達せず、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が
   正のときには前記風車の回転を円盤に伝達して円盤を高
   速回転する伝達装置とを備えたことを特徴とする誘導飛
   しょう体。
6. 【請求項６】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設
   けられた円筒と、この円筒の内部に設けられ、前記誘導
   飛しょう体の周りの気流によって回転するプロペラと、
   前記安定翼の中央に設けられたスリットと、前記安定翼
   の中央に設けられ、前記誘導飛しょう体の重心より後方
   の揚力面を増大するように前記スリットを塞ぐスライド
   板と、このスライド板と前記プロペラとの間に設けら
   れ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が負の
   ときには前記プロペラの回転をスライド板に伝達せず、
   前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が正のとき
   には前記プロペラの回転をスライド板に伝達してスライ
   ド板をスライドさせて前記スリットを塞ぐ伝達装置とを
   備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。
7. 【請求項７】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、この安定翼の翼端に設
   けられた円筒と、この円筒の内部に設けられ、前記誘導
   飛しょう体の周りの気流によって回転するプロペラと、
   前記安定翼の中央に設けられ、高速で回転することによ
   って安定翼を垂直に通過する空気の流れを遮断して前記
   誘導飛しょう体の重心より後方の揚力面を増大するよう
   な数個の穴を持つ円盤と、この円盤と前記プロペラとの
   間に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対
   速度が負のときには前記プロペラの回転を円盤に伝達せ
   ず、前記誘導飛しょう体の気流に対する相対速度が正の
   ときには前記プロペラの回転を円盤に伝達して円盤を高
   速回転する伝達装置とを備えたことを特徴とする誘導飛
   しょう体。
8. 【請求項８】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の前部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の後部に設けられた安定翼と、前記胴体の前部先端部
   に設けられ、前記誘導飛しょう体の重心の前方に垂直上
   向きに揚力を発生させるように展開するエアブレーキ
   と、このエアブレーキと前記胴体との間に設けられ、エ
   アブレーキを展開させる展開軸と、前記エアブレーキの
   先端に設けられ、前記誘導飛しょう体の気流に対する相
   対速度が負のときには前記胴体の前方に揚力を発生して
   エアブレーキを展開させ、前記誘導飛しょう体の気流に
   対する相対速度が正のときには前記胴体の後方に揚力を
   発生してエアブレーキを格納させるフィンとを備えたこ
   とを特徴とする誘導飛しょう体。
9. 【請求項９】 飛行中の航空機から分離され、この航空
   機の後方に向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
   て、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進
   装置と、前記胴体の後部に設けられた操舵翼と、前記胴
   体の前方先端部に設けられ、前記誘導飛しょう体の重心
   の前方に垂直上向きに揚力を発生させるように展開する
   エアブレーキと、このエアブレーキと前記胴体との間に
   設けられ、エアブレーキを展開させる展開軸と、前記エ
   アブレーキの先端に設けられ、前記誘導飛しょう体の気
   流に対する相対速度が負のときには前記胴体の前方に揚
   力を発生してエアブレーキを展開させ、前記誘導飛しょ
   う体の気流に対する相対速度が正のときには前記胴体の
   後方に揚力を発生してエアブレーキを格納させるフィン
   とを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。