JP2000199700A

JP2000199700A - 誘導飛しょう体

Info

Publication number: JP2000199700A
Application number: JP10372636A
Authority: JP
Inventors: Riyuuji Tsukidate; 隆二月舘
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1998-12-28
Filing date: 1998-12-28
Publication date: 2000-07-18

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、航
空機に搭載中の空気抵抗を減らすことと、その飛しょう
速度が機体後方から受ける時間を短くし、更に、その飛
しょう速度が機体後方から前方に変化する間、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、航空機搭載時
は推進装置のノズルを覆って空気抵抗を小さくし、航空
機から分離した後はエアーブレーキの役割を担う後方ド
ームと、この胴体の後方に設けられた安定翼の翼端に取
付られ、気流によって回転する風車と、この風車により
飛しょう速度が後方から受けたことを感知して、急減速
及び飛しょう体の重心の前方に機軸に対して垂直に揚力
を発生させるように展開するエアーブレーキ板を備えた
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
が前記航空機に搭載された状態において、空気抵抗を減
らして航空機の飛行運動性能に及ぼす影響を極力軽減す
るとともに、誘導飛しょう体が航空機から分離した後に
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７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、５は前記推進
装置４の後端に取り付けられたノズル、１９は誘導飛し
ょう体１が母機２に搭載されている段階、２０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、誘導飛しょう体１の機体後方（図７の左方向）に向
かう速度Ｖａで飛しょうしている段階、２１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の速度がゼロに近づく段階、２３は誘導
飛しょう体１が加速され、誘導飛しょう体１の機体前方
（図７の右方向）に向かう速度Ｖｂで飛しょうしている
段階を示す。

【０００３】段階１９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２０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Ｖａ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がゼロに近づく段
階２１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Ｖｂを持つ段階２３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とき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とき
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】段階１９では誘導飛しょう体１は、その機
体前方を母機２の後方に向けて搭載されているため、推
進装置４のノズル５が外にむき出しになっているので空
気抵抗が大きく、母機２の飛行速度および旋回能力等の
飛行運動性能に著しい影響を与えている。

【０００５】図８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８（ａ）は機体
後方へ飛しょうする場合、図８（ｂ）は機体前方へ飛し
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、７は誘導飛しょう体１の操舵翼、８
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７の垂直力、Ｘ１は重心Ｇから操舵
翼７の空力中心までの距離、Ｎ２は安定翼８の垂直力、
Ｘ２は重心Ｇから安定翼８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は機体後方へ飛しょうする段階２０の誘導
飛しょう体１の速度ベクトル、Ｍａは機体後方へ飛しょ
うする段階２０における重心Ｇ周りの回転モーメント、
Ｄａは母機２に搭載されている段階１９および機体後方
へ飛しょうする段階２０の誘導飛しょう体１に加わる抗
力、Ｖｂは機体前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は機体前方へ飛しょうす
る段階２３における重心Ｇ周りの回転モーメント、Ｄｂ
は機体前方へ飛しょうする段階２３の誘導飛しょう体１
に加わる抗力である。

【０００６】誘導飛しょう体１が機体前方へ飛しょうす
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１のごとく表せる。

【０００７】

【数１】

【０００８】誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭｂが数１に示される関係にあると、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Ｍ
ｂ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。

【０００９】一方、誘導飛しょう体１が機体後方へ飛し
ょうする段階２０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２のごとく表せる。

【００１０】

【数２】

【００１１】誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭａが数２に示される関係にあると、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Ｍ
ａは負すなわち頭上げモーメントとなり、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７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。

【００１２】誘導飛しょう体１が機体前方へ飛しょうす
る段階２３において誘導飛しょう体１に作用する抗力Ｄ
ｂは数３のごとく表せる。数３においてρは機体密度、
Ａは機体周囲の気流に対する誘導飛しょう体１の断面
積、ＣＤｂは抗力係数である。

【００１３】

【数３】

【００１４】誘導飛しょう体１の抗力Ｄｂが数３に示さ
れる関係にあると、誘導飛しょう体１の先端９の形状は
半球状あるいは流線形に近い形状をしているため抗力係
数ＣＤｂが小さくなり誘導飛しょう体１の抗力Ｄｂも小
さくなる。

【００１５】一方、誘導飛しょう体１が母機２に搭載さ
れている段階１９および機体後方へ飛しょうする段階２
０において誘導飛しょう体１に作用する抗力Ｄａは数４
のごとく表せる。数４においてＣＤａは抗力係数であ
る。

【００１６】

【数４】

【００１７】誘導飛しょう体１が母機２に搭載されてい
る段階１９の誘導飛しょう体１の抗力Ｄａが数４に示さ
れる関係にあると、ノズル５を含む推進装置４の形状か
ら抗力係数ＣＤａが大きいので、誘導飛しょう体１の抗
力Ｄａも大きくなり母機２の飛行運動性能に著しく悪影
響を与えることになる。したがって、この抗力係数ＣＤ
ａを小さくする必要がある。

【００１８】また、誘導飛しょう体１が機体後方へ飛し
ょうする段階２０の誘導飛しょう体１が機体後方に向か
って減速しながら飛しょうする場合、空力による機体制
御が難しいことから有効な飛しょう運動をするような機
体制御ができないので、誘導飛しょう体１が機体後方に
向かう速度Ｖａをできるだけ早く速度ゼロに減速させ、
この無効な時間を短くさせる必要がある。なぜなら、こ
の無効な時間が長ければ長いほど目標体３は誘導飛しょ
う体１の飛しょう領域から抜け出すこと、つまり飛しょ
う体１が目標体３に到達できない領域に逃げることが可
能となり、さらに目標体３が母機２に接近もしくはレー
ダ等で母機２の情報を収集をすることが容易となり、母
機２に対する目標体３の脅威の度合が増すからである。

【００１９】

【発明が解決しようとする課題】後方発射可能な誘導飛
しょう体が母機に搭載されている場合、誘導飛しょう体
の後端に位置するノズルを含む推進装置が外にむき出し
になっているため、抗力Ｄａが大きく、母機の飛行運動
性能に著しい悪影響を与え、さらに母機に対する目標体
の脅威の度合が大きくなるという問題があった。また、
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。この時従来の誘導飛
しょう体においては、操舵翼と安定翼にそれぞれ作用す
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。さ
らにまた、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、機体後方に向かう速度Ｖａ
からゼロに減速する時間が長いため、機体制御ができな
い時間も長くなるという問題があった。こういった場
合、母機に対する目標体の脅威の度合が増し危険な状態
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、誘導飛しょう体１が母機２に搭載され
ている間は抗力Ｄａを減らす構造を具備し、誘導飛しょ
う体の速度が機体後方から前方に変化する時間を短くす
ることと、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を目的とする。

【００２０】

【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、
前記誘導飛しょう体の胴体後方に設けられその後方へ燃
焼ガスを噴出するノズルを有する推進装置と、前記誘導
飛しょう体が前記航空機へ搭載されているときに前記ノ
ズルの空気抵抗を減少させるように前記ノズルを覆い、
前記誘導飛しょう体が航空機から分離した瞬間に展開す
る後方ドームと、前記後方ドームを展開させる第１の駆
動手段と、前記胴体前方に設けられた操舵翼と、前記胴
体後方に設けられた安定翼と、前記誘導飛しょう体の飛
しょう方向を検出する検出手段と、前記胴体前方に設け
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展開可能なブレーキ板と、前記検
出手段で検出された飛しょう方向が胴体後方に向かう方
向であるときに前記ブレーキ板を展開させ、前記検出手
段で検出された飛しょう方向が胴体前方に向かう方向で
あるときに前記ブレーキ板を閉じる第２の駆動手段とを
備えたものである。

【００２１】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、前記誘導
飛しょう体の胴体後方に設けられその後方へ燃焼ガスを
噴出するノズルを有する推進装置と、前記誘導飛しょう
体が前記航空機へ搭載されているときに前記ノズルの空
気抵抗を減少させるように前記ノズルを覆い、前記誘導
飛しょう体が航空機から分離した瞬間に展開する後方ド
ームと、前記後方ドームを展開させる第１の駆動手段
と、前記胴体前方に設けられた安定翼と、前記胴体後方
に設けられた操舵翼と、前記誘導飛しょう体の飛しょう
方向を検出する検出手段と、前記胴体前方に設けられ、
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
発生させるよう展開可能なブレーキ板と、前記検出手段
で検出された飛しょう方向が胴体後方に向かう方向であ
るときに前記ブレーキ板を展開させ、前記検出手段で検
出された飛しょう方向が胴体前方に向かう方向であると
きに前記ブレーキ板を閉じる第２の駆動手段とを備えた
ものである。

【００２２】また、第３の発明による誘導飛しょう体
は、第１の発明において前記安定翼を操舵翼としたもの
を備えたものである。

【００２３】また、第４の発明による誘導飛しょう体
は、第１または第２の発明において前記検出手段は、前
記誘導飛しょう体に対する気流によって回転する風車
と、この風車の回転方向及び回転速度に基づいて前記誘
導飛しょう体の飛しょう方向もしくは速度を検出するセ
ンサとを備え、前記駆動手段は、前記ブレーキ板を展開
可能に支持する展開軸と、前記ブレーキ板を開閉する油
圧シリンダと前記ブレーキ板を開閉する油圧ポンプと、
前記センサで検出された飛しょう方向に応じて油圧シリ
ンダを制御する制御機とを備えたものである。

【００２４】また、第５の発明による誘導飛しょう体
は、第１または第２の発明において前記検出手段は、前
記誘導飛しょう体に対する前後方向の気流を検出するよ
うに前記誘導飛しょう体の前方及び後方に向けて取り付
けたピトー管と、この前方及び後方に向けて取り付けた
ピトー管から上記誘導飛しょう体の速度もしくは方向を
得る速度変換機とを備えたものである。

【００２５】また、第６の発明による誘導飛しょう体
は、第１または第２の発明において前記検出手段は、前
記誘導飛しょう体に対する前後方向の気流を感知し、飛
しょう速度もしくは方向を検出するように前記誘導飛し
ょう体の前方及び後方に向けて取り付けた少なくとも２
つ以上の圧力センサとを備えたものである。

【００２６】

【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１（ａ）は誘導飛
しょう体１が機体後方へ飛しょうする場合、図１（ｂ）
は機体前方に飛しょうする場合をそれぞれ示す。図にお
いて１０は推進装置４の後端部にむき出しになったノズ
ル５を覆って空気抵抗を小さくし、かつ、誘導飛しょう
体１が母機２から分離した瞬間に展開しエアーブレーキ
の役割を担う後方ドーム、１１は安定翼８の先端に取り
付けられ、気流の速度ベクトルＶａｉｒにより回転する
風車、１２は風車１１の回転方向ＲａまたはＲｂにより
開閉するように制御されたエアーブレーキ板、Ｎ３はエ
アーブレーキ板１２により作用する垂直力、Ｎ４は後方
ドーム１０により作用する垂直力、Ｘ３は重心Ｇからエ
アーブレーキ板１２の空力中心までの距離、Ｘ４は重心
Ｇから後方ドーム１０の空力中心までの距離である。

【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２０の状態、すなわち機体後方に速度
Ｖａ１で飛しょうする状態を示す図１（ａ）において、
機体後方より流れている気流Ｖａｉｒにより風車１１が
回転方向Ｒａに回転する。この時にエアーブレーキ板１
２を展開し、その状態を保持する。また、後方ドーム１
０も展開した状態を保持する。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Ｍａ１は数５のごとく
表せる。

【００２８】

【数５】

【００２９】誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの回転モー
メントＭａ１が数５に示される関係にあると、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を増大しても回転モーメントＭ
ａ１は正となり、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】また、後方ドーム１０およびエアーブレー
キ板１２が展開し、エアーブレーキを生じさせるため空
気抵抗が大きくなり減速比αが増すことになる。この減
速比αの関係は数６のごとく表せる。ａ１は本発明によ
る誘導飛しょう体のマイナスの加速度、ａ２は従来のマ
イナスの加速度、ＣＤ１は本発明による抵抗係数、ＣＤ
２は従来の抵抗係数を示す。

【００３１】

【数６】

【００３２】誘導飛しょう体１の減速比αは数６に示さ
れるように、従来のものより大きく、誘導飛しょう体１
が機体後方に向かう速度Ｖａからゼロに減速する時間を
短くできる。つまり、急減速することを意味する。

【００３３】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２３の状
態、すなわち機体前方に速度Ｖｂで飛しょうする状態を
示す図１（ｂ）において、機体前方より流れている気流
Ｖａｉｒによって風車１１が回転方向Ｒｂに回転する。
このときにエアーブレーキ板１２を閉じた状態を保持す
る。この状態は従来の誘導飛しょう体と同様であり空力
的に静安定が確保できる。

【００３４】また、この実施の形態において数１、数５
および数６が成立するように操舵翼７、安定翼８とエア
ーブレーキ板１２の形状と機体への取付位置を設定す
る。

【００３５】図２はこの発明の実施の形態１におけるエ
アーブレーキ板および後方ドームの開閉動作を示す概略
図である。図において１３は風車１１の回転方向および
回転速度を感知するセンサ、１４はエアーブレーキ板１
２を滑らかに回転させる展開軸、１５はエアーブレーキ
板１２の開閉を担う油圧シリンダ１６および油圧ポンプ
１７と後方ドーム１０の展開を担うアクチュエータ１８
とを風車１１の回転方向および回転速度を感知するセン
サ１３からの信号を制御する制御機である。また、風車
１１とセンサ１３で誘導飛しょう体の飛しょう方向を検
出する検出手段を構成し、制御機１５、油圧シリンダ１
６、油圧ポンプ１７でエアーブレーキ板１２を開閉する
動作を行う駆動手段を構成する。

【００３６】図３はこの発明の実施の形態１における母
機から母機後方にある所定の目標体３に向けて発射され
る誘導飛しょう体の挙動を示す図である。図において２
２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の速度がゼロに近づく段階
２１と誘導飛しょう体１が加速され機体前方に向かう速
度Ｖｂで飛しょうしている段階２３の境界状態であり速
度が概ねゼロの状態である。

【００３７】誘導飛しょう体１が母機２の後方に向けて
搭載されている段階１９において推進装置４のノズル５
を覆うように後方ドーム１０が閉じた状態で取り付いて
いるため空気抵抗が小さく、母機２の飛行速度Ｖ０およ
び旋回能力等の飛行運動性能に影響を与えないようにし
ている。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２０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Ｖａで飛しょうす
るので、後方ドーム１０およびエアーブレーキ板１２を
展開して抵抗係数ＣＤ１を大きくし急激に減速させる。
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Ｖａがさらに減速される飛しょう速度がゼ
ロに近づく段階２１の状態となり、飛しょう速度がゼロ
になる段階２２を経過する。この急激な減速によって段
階２０から段階２２までの時間を短くすることができ
る。段階２２において、誘導飛しょう体１を減速する必
要が無くなるのでエアーブレーキ板１２を閉じる。最終
的に機体前方に向かう飛しょう速度Ｖｂを持つ段階２３
に至って目標体３まで誘導される。

【００３８】図４はこの発明の実施の形態１における飛
しょうプロセスを示す図である。図の簡単な説明をする
と、誘導飛しょう体１が母機２の後方に向けて搭載（ス
テップＳ１）されており、後方ドーム１０およびエアー
ブレーキ板１２が閉じた状態である。母機２が所定の目
標体３を確認し誘導飛しょう体１の発射指令（ステップ
Ｓ２）を出す。これに伴い誘導飛しょう体１は母機２か
ら分離（ステップＳ３）され、誘導飛しょう体１が母機
２に干渉しない距離まで離れる所定時間を置く（ステッ
プＳ４）。その後、その所定時間経過後にセンサ１３に
通電され、風車１１とセンサ１３により飛しょう速度お
よび回転方向またはそれに対応した飛しょう方向を感知
し始める（ステップＳ５）。この感知は終末まで行われ
随時モニタされる。センサ１３からの信号は制御機１５
に伝えられＶａがゼロより大きい場合（ステップＳ
６）、エアーブレーキ板１２を展開する指令を出し（ス
テップＳ７）、油圧ポンプ１７および油圧シリンダ１６
を作動しエアーブレーキ板１２を展開（ステップＳ８）
する。続いて制御機１５からの信号がアクチュエータ１
８に伝えられ後方ドーム１０が展開を始め同時に推進装
置４が始動または稼動（ステップＳ９）し、目標体３に
向けて飛しょう（ステップＳ１０）する。一方、センサ
１３からの信号は制御機１５に伝えられＶａがゼロより
小さい場合（ステップＳ６）、エアーブレーキ板１２を
閉じる指令（ステップＳ１１）を出し、油圧ポンプ１７
および油圧シリンダ１６を作動しエアーブレーキ板１２
を閉じる（ステップＳ１２）。この段階では既に後方ド
ーム１０が展開し推進装置４が稼動（ステップＳ９）し
ており、引き続いて目標体３に向けて飛しょう（ステッ
プＳ１０）する。なお、この実施の形態では安定翼８は
胴体後方に、操舵翼７は胴体前方に設けていたが、胴体
後方に操舵翼、胴体前方にその操舵翼より翼面積の小さ
い安定翼を設けてもよい。また、安定翼８を操舵翼とし
て胴体の前後方向に操舵翼を配置してもよい。

【００３９】実施の形態２．図５はこの発明の実施の形
態２におけるエアーブレーキ板および後方ドームの開閉
動作を示す概略図である。図において２４は誘導飛しょ
う体１に対する気流速度を感知するピトー管であり、２
４ａは後方からの気流を感知し、２４ｂは前方からの気
流を感知するピトー管、２５は前記ピトー管から飛しょ
う体１の飛しょう速度または飛しょう方向を得る速度変
換機であり、この速度変換機２５から速度情報の電気信
号を制御機１５に与え、油圧ポンプ１７および油圧シリ
ンダ１６を動かしてエアーブレーキ板１２の開閉をす
る。なお、この実施の形態では４〜１０，１２，１４〜
１８は実施の形態１と同じである。

【００４０】実施の形態３．図６はこの発明の実施の形
態３におけるエアーブレーキ板および後方ドームの開閉
動作を示す概略図である。図において２６は誘導飛しょ
う体１に対する気流速度を感知する圧力センサであり、
２６ａは後方からの気流を感知し、２６ｂは前方からの
気流を感知する圧力センサである。圧力センサ２６ａと
圧力センサ２６ｂとの差に基づいて飛しょう速度または
飛しょう方向として出力される電気信号を制御機１５に
与え、油圧ポンプ１７および油圧シリンダ１６を動かし
てエアーブレーキ板１２の開閉をする。なお、この実施
の形態では４〜１０，１２，１４〜１８は実施の形態１
と同じである。

【００４１】

【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。

【００４２】第１から第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、航空機に搭載されている
ときの空気抵抗を減らして航空機の飛行運動性能の低下
を抑えることができ、また、その飛しょう速度が機体後
方からゼロになるまでの減速を早めることができる。さ
らに、飛しょう方向を感知する検出手段を用いることに
より、飛しょう速度が機体後方から機体前方に移行して
も空力的に静安定な状態を常に実現することができる。

【００４３】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、航空機に搭載されているときの空
気抵抗を減らして航空機の飛行運動性能の低下を抑える
ことができ、また、その飛しょう速度が機体後方からゼ
ロになるまでの減速を早めることができた。さらに、飛
しょう速度もしくは飛しょう方向を感知する風車を用い
ることにより、飛しょう速度が機体後方から機体前方に
移行しても空力的に静安定な状態を常に実現することが
できる。

【００４４】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、航空機に搭載されていると
きの空気抵抗を減らして航空機の飛行運動性能の低下を
抑えることができ、また、その飛しょう速度が機体後方
からゼロになるまでの減速を早めることができた。さら
に、飛しょう速度もしくは飛しょう方向を感知するピト
ー管を用いることにより、飛しょう速度が機体後方から
機体前方に移行しても空力的に静安定な状態を常に実現
することができる。

【００４５】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、航空機に搭載されていると
きの空気抵抗を減らして航空機の飛行運動性能の低下を
抑えることができ、また、その飛しょう速度が機体後方
からゼロになるまでの減速を早めることができた。さら
に、飛しょう速度もしくは飛しょう方向を感知する圧力
センサを用いることにより、飛しょう速度が機体後方か
ら機体前方に移行しても空力的に静安定な状態を常に実
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の誘導飛しょう体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
１の誘導飛しょう体におけるエアーブレーキ板および後
方ドームの開閉動作を示す概略図である。

【図３】この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１の誘導飛しょう体の挙動を示す図である。

【図４】この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１の飛しょうプロセス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
２の誘導飛しょう体におけるエアーブレーキ板および後
方ドームの開閉動作を示す概略図である。

【図６】この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
３の誘導飛しょう体におけるエアーブレーキ板および後
方ドームの開閉動作を示す概略図である。

【図７】従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図８】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ノズル、６胴体、７操舵翼、８安定翼、
９先端、１０後方ドーム、１１風車、１２エア
ーブレーキ板、１３センサ、１４展開軸、１５制
御機、１６油圧シリンダ、１７油圧ポンプ、１８ア
クチュエータ、２４ピトー管、２５速度変換機、２
６圧力センサ。

Claims

【特許請求の範囲】

【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、前記誘導飛しょう体の胴体後方に設けられその後方
へ燃焼ガスを噴出するノズルを有する推進装置と、前記
誘導飛しょう体が前記航空機へ搭載されているときに前
記ノズルの空気抵抗を減少させるように前記ノズルを覆
い、前記誘導飛しょう体が航空機から分離した瞬間に展
開する後方ドームと、前記後方ドームを展開させる第１
の駆動手段と、前記胴体前方に設けられた操舵翼と、前
記胴体後方に設けられた安定翼と、前記誘導飛しょう体
の飛しょう方向を検出する検出手段と、前記胴体前方に
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展開可能なブレーキ板と、前
記検出手段で検出された飛しょう方向が胴体後方に向か
う方向であるときに前記ブレーキ板を展開させ、前記検
出手段で検出された飛しょう方向が胴体前方に向かう方
向であるときに前記ブレーキ板を閉じる第２の駆動手段
とを具備したことを特徴とする誘導飛しょう体。
【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、前記誘導飛しょう体の胴体後方に設けられその後方
へ燃焼ガスを噴出するノズルを有する推進装置と、前記
誘導飛しょう体が前記航空機へ搭載されているときに前
記ノズルの空気抵抗を減少させるように前記ノズルを覆
い、前記誘導飛しょう体が航空機から分離した瞬間に展
開する後方ドームと、前記後方ドームを展開させる第１
の駆動手段と、前記胴体前方に設けられた安定翼と、前
記胴体後方に設けられた操舵翼と、前記誘導飛しょう体
の飛しょう方向を検出する検出手段と、前記胴体前方に
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展開可能なブレーキ板と、前
記検出手段で検出された飛しょう方向が胴体後方に向か
う方向であるときに前記ブレーキ板を展開させ、前記検
出手段で検出された飛しょう方向が胴体前方に向かう方
向であるときに前記ブレーキ板を閉じる第２の駆動手段
とを具備したことを特徴とする請求項１記載の誘導飛し
ょう体。
【請求項３】前記安定翼を操舵翼にしたことを特徴と
する請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項４】前記検出手段は、前記誘導飛しょう体に
対する気流によって回転する風車と、この風車の回転方
向及び回転速度に基づいて前記誘導飛しょう体の飛しょ
う方向もしくは速度を検出するセンサとを備え、前記駆
動手段は、前記ブレーキ板を展開可能に支持する展開軸
と、前記ブレーキ板を開閉する油圧シリンダと前記ブレ
ーキ板を開閉する油圧ポンプと、前記センサで検出され
た飛しょう方向に応じて油圧シリンダを制御する制御機
とを備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の
誘導飛しょう体。
【請求項５】前記検出手段は、前記誘導飛しょう体に
対する前後方向の気流を検出するように前記誘導飛しょ
う体の前方及び後方に向けて取り付けたピトー管と、こ
の前方及び後方に向けて取り付けたピトー管から上記誘
導飛しょう体の速度もしくは方向を得る速度変換機とを
備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の誘導
飛しょう体。
【請求項６】前記検出手段は、前記誘導飛しょう体に
対する前後方向の気流を感知し、飛しょう速度もしくは
方向を検出するように前記誘導飛しょう体の前方及び後
方に向けて取り付けた少なくとも２つ以上の圧力センサ
とを備えたことを特徴とする請求項１または２に記載の
誘導飛しょう体。