JP2001041699A

JP2001041699A - 誘導飛しょう体

Info

Publication number: JP2001041699A
Application number: JP11216760A
Authority: JP
Inventors: Fumiya Hiroshima; 文哉広嶋
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1999-07-30
Filing date: 1999-07-30
Publication date: 2001-02-16

Abstract

(57)【要約】【課題】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る誘導飛しょう体において、機
体前方に飛しょうしている間だけでなく機体後方に飛し
ょうしている間でも機体軸周りの回転運動を空力的に制
御し、機体の姿勢制御と目標体の補足を可能とするもの
を提案する。【解決手段】機体の空力的静安定性を確保する安定翼
６と、胴体５の後部に設けられ、機体の気流に対する相
対速度が負のときには舵角を９０度付近で変化させて揚
力面を気流に対してほぼ垂直にし、相対速度が正のとき
には舵角を０度付近で変化させて揚力面を気流に対して
ほぼ平行にする格子状の操舵翼７と、操舵翼７の先端に
設けられ、操舵翼７が気流に対してほぼ垂直になるとき
に機体軸周りのモーメントを発生して機体軸周りの姿勢
制御を可能とするフィン９を備える。

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、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る
誘導飛しょう体に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図６は例えば特許公報第２９１２３６８
号に記載された、航空機（以下母機とする）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。１は誘導飛しょう体、
２は速度Ｖ₀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、アは誘導飛し
ょう体１が母機２に搭載されている段階、イは誘導飛し
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Ｖ_Bで飛しょうしている段階、ウ
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０となる段階、エは
誘導飛しょう体１が加速され機体前方に向かう速度Ｖ_F
で飛しょうしている段階を示す。

【０００３】図６において、段階ア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イのように、母機
とほぼ同じ機体後方に向かう飛しょう速度Ｖ_B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
段階ウの状態を経過して、最終的に機体前方に向かう飛
しょう速度Ｖ_Fをもつ段階エに至って目標体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７は従来の誘導飛しょう体１の構成図で
あり、図７（ａ）は誘導飛しょう体１が機体後方へ飛し
ょうする状態、図７（ｂ）は機体前方へ飛しょうする状
態をそれぞれ示す。５は誘導飛しょう体１の胴体、６は
誘導飛しょう体１の安定翼、７は誘導飛しょう体１の格
子状の操舵翼、Ｇは誘導飛しょう体１の重心、Ｘは誘導
飛しょう体１の機体軸、Ｎ₁は安定翼６の揚力、Ｌ₁は重
心Ｇから安定翼６の空力中心までの距離、Ｎ₂は操舵翼
７の揚力、ΔＮ₂は操舵翼７の操舵による揚力Ｎ ₂の増加
分、Ｌ₂は重心Ｇから操舵翼７の空力中心までの距離、
Ｒ₂は機体軸Ｘから操舵翼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、Ｖ_AIRは気流の速度ベ
クトル、Ｍ_PBは機体後方へ飛しょうする段階イにおける
重心Ｇ周りの機体縦方向モーメント、Ｍ_RBは機体後方へ
飛しょうする段階イにおける機体軸周りのモーメント、
Ｍ_PFは機体前方へ飛しょうする段階エにおける重心Ｇ周
りの機体縦方向のモーメント、Ｍ_RFは機体前方へ飛しょ
うする段階エにおける機体軸周りのモーメントである。

【０００５】誘導飛しょう体１が機体前方へ飛しょうす
る段階エにおいて、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りのモ
ーメントＭ_PFとＭ_RFは数１のごとく表される。

【０００６】

【数１】

【０００７】数１に示すモーメントＭ_PFとＭ_RFは、機体
前方へ飛しょうする段階エでの誘導飛しょう体１の空力
的な姿勢制御に関して重要なパラメータとなる。誘導飛
しょう体１の進路変更や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、モーメントＭ_PF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は機体縦方向には空力的に静安定
となる。また、誘導飛しょう体１の発射時の慣性や機体
周囲の流れの乱れなどの外乱によって機体軸Ｘ周りの回
転が生じたとしても、操舵翼７を操舵することでモーメ
ントＭ_RFを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの
回転運動を押さえることが可能となる。

【０００８】一方、誘導飛しょう体１が機体後方へ飛し
ょうする段階イにおいて、誘導飛しょう体１の重心Ｇ周
りのモーメントＭ_PBとＭ_RBは数２のごとく表される。

【０００９】

【数２】

【００１０】数２に示すモーメントＭ_PBとＭ_RBは、機体
後方へ飛しょうする段階イでの誘導飛しょう体１の空力
的な姿勢制御に関して重要なパラメータとなる。誘導飛
しょう体１の進路変更や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、操舵翼７は力を発生し
ない様に折畳むことでモーメントＭ_PBは正とすることが
出来、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は機体縦方向には空力的に静安定
となる。しかし、誘導飛しょう体１の発射時の慣性や機
体周囲の流れの乱れなどの外乱によって機体軸Ｘ周りの
回転が生じたとしても、操舵翼７を折畳んでいることで
モーメントＭ_RBは０となり、機体軸Ｘ周りの回転運動を
押さえることは不可能となる。

【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、後方に飛しょうしている間には操舵翼７を折畳むこ
とで、常に機体の縦方向の姿勢安定の確保を実現してい
る。しかし、後方に飛しょうしている間、操舵翼７を折
畳んでいるが故に機体軸Ｘ周りの回転運動を制御するこ
とが不可能なため、その回転運動の角速度が大きくなる
恐れがある。このため、機体の姿勢制御が困難になるだ
けでなく、目標を補足し追尾する誘導装置が目標体３を
補足できない状態になるという問題も発生する。また、
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予測不能
の状態になるという問題があった。したがってこの発明
は、航空機の後方に位置する所定の目標体に向けて発射
もしくは投下される誘導飛しょう体において、機体前方
に飛しょうしている間だけでなく機体後方に飛しょうし
ている間でも機体軸周りの回転運動を空力的に制御し、
機体の姿勢制御と目標体の補足を可能とする誘導飛しょ
う体を提案するものである。

【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、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、前記誘導飛しょう体が
前記航空機から分離された直後の機体における気流に対
する相対速度が負のときの機体の空力的静安定性を確保
する安定翼と、前記胴体の後部に設けられ、機体の気流
に対する相対速度が負のときには舵角を９０度付近で変
化させて揚力面を気流に対してほぼ垂直にすることで揚
力を発生せず、相対速度が正のときには舵角を０度付近
で変化させて揚力面を気流に対してほぼ平行にすること
で揚力を発生する格子状の操舵翼と、この操舵翼の操舵
軸部に設けられた操舵駆動部と、前記操舵翼の先端に設
けられ、操舵翼が気流に対してほぼ垂直になるときに機
体軸周りのモーメントを発生して機体軸周りの姿勢制御
を可能とするフィンとを備えたものである。

【００１３】第２の発明による誘導飛しょう体は、前記
操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角
度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けら
れ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操
舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速
度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操
舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに破壊して
前記操舵翼と前記フィンを切り離す爆発ボルトとを備え
て成るものである。

【００１４】第３の発明による誘導飛しょう体は、前記
操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角
度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けら
れ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操
舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速
度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操
舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに前記フィ
ンを機体後方に折畳むヒンジ機構とを備えて成るもので
ある。

【００１５】第４の発明による誘導飛しょう体は、前記
操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角
度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けら
れ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操
舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速
度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操
舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに前記フィ
ンを前記操舵翼の操舵軸と同じ方向に自由に回転させる
回転機構とを備えて成るものである。

【００１６】第５の発明による誘導飛しょう体は、前記
回転機構に設けられ、前記操舵翼に前記フィンを固定
し、前記発信装置の信号を受け取ることで前記フィンを
解除し、回転した前記フィンを９０度回転した位置で再
び固定するロック機構とを備えて成るものである。

【００１７】

【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段階イの状態、図
１（ｂ）は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれ
ぞれ示す。８は操舵翼７の操舵軸部に設けられた操舵駆
動部、９は操舵翼の先端に設けられたフィン、Ａ₂は操
舵翼７の抵抗、Ｎ₃はフィン９の揚力、Ａ₃はフィン９の
抵抗、ΔＮ₃は操舵翼７の操舵によるフィン９の揚力Ｎ₃
の増加分、Ｒ₃は機体軸Ｘからフィン９の空力中心まで
の距離である。

【００１８】誘導飛しょう体１が段階イの状態を示す図
１（ａ）において、操舵駆動部８によって操舵翼７の揚
力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御されるが、操
舵翼７は格子状であるため揚力Ｎ₂は発生せず、抵抗Ａ₂
も非常に小さい。また、フィン９は安定翼６に比べて揚
力面が小さいため、フィン９の揚力Ｎ₃は安定翼６の揚
力Ｎ₁に比べて非常に小さい。このとき誘導飛しょう体
１の重心Ｇ周りのモーメントＭ_PBとＭ_RBは数３のごとく
表される。

【００１９】

【数３】

【００２０】モーメントＭ_PBは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角９０度付近で操舵することでモーメントＭ
_RBを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運
動を押さえることが可能となる。

【００２１】一方、誘導飛しょう体１が段階エの状態を
示す図１（ｂ）において、操舵駆動部８によってフィン
９の揚力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御され、
抵抗Ａ₃が発生する。このとき誘導飛しょう体１の重心
Ｇ周りのモーメントＭ_PFとＭ_R _Fは数４のごとく表され
る。

【００２２】

【数４】

【００２３】モーメントＭ_PFは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角０度付近で操舵することでモーメントＭ_RF
を発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運動
を押さえることが可能となる。

【００２４】実施の形態２．上述の実施の形態１では、
フィン９の抵抗Ａ₃の分だけ誘導飛しょう体１の機体前
方に飛しょうしてる間の抵抗が増加するため、射程が従
来より多少短くなる恐れがある。したがってこの発明の
実施の形態２では、機体前方に飛しょうしている間のフ
ィン９による抵抗を低減した誘導飛しょう体を提案す
る。

【００２５】図２はこの発明の実施の形態２を示す構成
図であり、図２（ａ）は誘導飛しょう体１が機体後方へ
飛しょうする段階イの状態、図２（ｂ）は機体前方へ飛
しょうする段階エの状態をそれぞれ示す。１０は操舵翼
７の角度を検出する角度センサー、１１は角度センサー
１０の検出値によって信号を発進する発信装置、１２は
フィン９を操舵翼７の先端に固定し、発信装置１１の信
号を受け取ることで破壊してフィン９を操舵翼７から切
り離す爆発ボルトである。

【００２６】誘導飛しょう体１が段階イの状態を示す図
２（ａ）において、操舵駆動部８によって操舵翼７の揚
力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御され、角度セ
ンサー１０の検出値は約９０度となる。この場合、発信
装置１１は爆発ボルト１２に信号を送らず爆発ボルト１
２は破壊しないため、フィン９は切り離されない。この
とき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りのモーメントＭ_PBと
Ｍ_RBは数３のごとく表される。

【００２７】モーメントＭ_PBは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角９０度付近で操舵することでモーメントＭ
_RBを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運
動を押さえることが可能となる。

【００２８】一方、誘導飛しょう体１が段階エの状態を
示す図２（ｂ）において、操舵駆動部８によって操舵翼
７が回転し、角度センサー１０の検出値がある値より小
さくなったとき、発信装置１１は爆発ボルト１２に信号
を送り、爆発ボルト１２が破壊することによりフィン９
は操舵翼７から切り離される。このとき誘導飛しょう体
１の重心Ｇ周りのモーメントＭ_PFとＭ_RFは数４のごとく
表される。

【００２９】モーメントＭ_PFは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角０度付近で操舵することでモーメントＭ_RF
を発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運動
を押さえることが可能となる。

【００３０】また、この発明の実施の形態２では、フィ
ン９の抵抗Ａ₃は発生しないため、実施の形態１に比べ
て誘導飛しょう体１の機体前方に飛しょうしてる間の抵
抗が低減されるため、射程を延伸できる。

【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３（ａ）は誘導飛しょう体
１が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図３（ｂ）
は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示
す。１３はフィン９を折畳むヒンジ機構、１４はフィン
９を固定し、発信装置１１の信号を受け取ることでフィ
ン９の固定を解除するロック機構である。

【００３２】誘導飛しょう体１が段階イの状態を示す図
３（ａ）において、操舵駆動部８によって操舵翼７の揚
力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御され、角度セ
ンサー１０の検出値は約９０度となる。この場合、発信
装置１１はロック機構１４に信号を送らず、フィン９は
折畳まれない。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周り
のモーメントＭ_PBとＭ_RBは数３のごとく表される。

【００３３】モーメントＭ_PBは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角９０度付近で操舵することでモーメントＭ
_RBを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運
動を押さえることが可能となる。

【００３４】一方、誘導飛しょう体１が段階エの状態を
示す図３（ｂ）において、操舵駆動部８によって操舵翼
７が回転し、角度センサー１０の検出値がある値より小
さくなったとき、発信装置１１はロック機構１４に信号
を送り、ロック機構１４が解除されることによりフィン
９は気流Ｖ_AIRの抵抗を受けてヒンジ機構１３で機体後
方に折畳まれる。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周
りのモーメントＭ_PFとＭ_RFは数４のごとく表される。

【００３５】モーメントＭ_PFは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角０度付近で操舵することでモーメントＭ_RF
を発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運動
を押さえることが可能となる。

【００３６】また、この発明の実施の形態３では、実施
の形態２と同様の射程の延伸の効果が得られると同時
に、実施の形態２に比べて爆発ボルトなどの衝撃の大き
な部品を使用しないため、操舵翼の破損などの危険がな
く飛しょう性能の信頼性を向上できる。

【００３７】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４（ａ）は誘導飛しょう体
１が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図４（ｂ）
は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示
す。１５はフィン９を自由に回転させる回転機構、１６
はフィン９を固定し、発信装置１１の信号を受け取るこ
とでフィン９の固定を解除するロック機構である。

【００３８】誘導飛しょう体１が段階イの状態を示す図
４（ａ）において、操舵駆動部８によって操舵翼７の揚
力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御され、角度セ
ンサー１０の検出値は約９０度となる。この場合、発信
装置１１はロック機構１６に信号を送らず、フィン９は
回転しない。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの
モーメントＭ_PBとＭ_RBは数３のごとく表される。

【００３９】モーメントＭ_PBは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角９０度付近で操舵することでモーメントＭ
_RBを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運
動を押さえることが可能となる。

【００４０】一方、誘導飛しょう体１が段階エの状態を
示す図４（ｂ）において、操舵駆動部８によって操舵翼
７が回転し、角度センサー１０の検出値がある値より小
さくなったとき、発信装置１１はロック機構１６に信号
を送り、ロック機構１６が解除されることによりフィン
９は回転機構１５で気流Ｖ_AIRの流れに沿って自由に回
転する。フィン９は気流Ｖ_AIRに対して迎角を持たない
ため、揚力を発生しない。このとき誘導飛しょう体１の
重心Ｇ周りのモーメントＭ_PFとＭ_RFは数４のごとく表さ
れる。

【００４１】モーメントＭ_PFは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角０度付近で操舵することでモーメントＭ_RF
を発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運動
を押さえることが可能となる。

【００４２】また、この発明の実施の形態４では、実施
の形態２と同様の射程の延伸の効果が得られると同時
に、実施の形態２に比べて爆発ボルトなどの衝撃の大き
な部品を使用しないため、操舵翼の破損などの危険がな
く飛しょう性能の信頼性を向上できる。

【００４３】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５（ａ）は誘導飛しょう体
１が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図５（ｂ）
は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示
す。１７はフィン９を固定し、発信装置１１の信号を受
け取ることでフィン９の固定を解除し、フィン９が９０
度回転した位置で再び固定するロック機構である。

【００４４】誘導飛しょう体１が段階イの状態を示す図
５（ａ）において、操舵駆動部８によって操舵翼７の揚
力面は気流Ｖ_AIRに対してほぼ垂直に制御され、角度セ
ンサー１０の検出値は約９０度となる。この場合、発信
装置１１はロック機構１６に信号を送らず、フィン９は
回転しない。このとき誘導飛しょう体１の重心Ｇ周りの
モーメントＭ_PBとＭ_RBは数３のごとく表される。

【００４５】モーメントＭ_PBは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角９０度付近で操舵することでモーメントＭ
_RBを発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運
動を押さえることが可能となる。

【００４６】一方、誘導飛しょう体１が段階エの状態を
示す図５（ｂ）において、操舵駆動部８によって操舵翼
７が回転し、角度センサー１０の検出値がある値より小
さくなったとき、発信装置１１はロック機構１６に信号
を送り、ロック機構１６が解除されることによりフィン
９は回転機構１５で気流Ｖ_AIRの流れに沿って自由に回
転し、フィン９が回転前からほぼ９０度回転した位置で
ロック機構１７が機械的にフィン９を固定する。フィン
９は固定されるため、揚力Ｎ₃を発生する。このとき誘
導飛しょう体１の重心Ｇ周りのモーメントＭ_PFとＭ_RFは
数５のごとく表される。

【００４７】

【数５】

【００４８】モーメントＭ_PFは正となり、誘導飛しょう
体１は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操
舵翼７を舵角０度付近で操舵することでモーメントＭ_RF
を発生することができるので、機体軸Ｘ周りの回転運動
を押さえることが可能となる。

【００４９】また、この発明の実施の形態５では、実施
の形態２と同様の射程の延伸の効果が得られると同時
に、実施の形態３、実施の形態４と同様に飛しょう性能
の信頼性を向上できる。さらに、操舵翼面として操舵翼
とフィンの両方の翼面を利用できるため、操舵による機
体の姿勢の応答性が向上できる。

【００５０】

【発明の効果】第１の発明によれば、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る誘
導飛しょう体において、機体前方に飛しょうしている間
だけでなく機体後方に飛しょうしている間でも機体軸周
りの回転運動を空力的に制御し、機体の姿勢制御と目標
体の補足を可能とし、結果として誘導飛しょう体の発射
後もしくは投下後の航空機の安全を確保し目標体を正確
に攻撃することができる。

【００５１】また、第２の発明によれば、第１の発明と
比べて誘導飛しょう体の射程を延伸できる。

【００５２】また、第３の発明によれば、第１の発明と
比べて誘導飛しょう体の射程を延伸できると同時に、第
２の発明と比べて飛しょう性能の信頼性を向上できる。

【００５３】また、第４の発明によれば、第１の発明と
比べて誘導飛しょう体の射程を延伸できると同時に、第
２の発明と比べて飛しょう性能の信頼性を向上できる。

【００５４】また、第５の発明によれば、第１の発明と
比べて誘導飛しょう体の射程を延伸できると同時に、第
２の発明と比べて飛しょう性能の信頼性を向上でき、さ
らには操舵翼による機体の応答性を向上できる。

【００５５】

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１を示す構成図であ
る。

【図２】この発明の実施の形態２を示す構成図であ
る。

【図３】この発明の実施の形態３を示す構成図であ
る。

【図４】この発明の実施の形態４を示す構成図であ
る。

【図５】この発明の実施の形態５を示す構成図であ
る。

【図６】従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図７】従来の誘導飛しょう体の構成図である。

【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安定翼７操舵翼８操舵駆動部９フィン１０角度センサー１１発信装置１２爆発ボルト１３ヒンジ機構１４ロック機構１５回転機構１６ロック機構ア誘導飛しょう体が母機に搭載されている段階イ誘導飛しょう体が機体後方に向かって飛しょうして
いる段階ウ誘導飛しょう体の気流に対する速度が０となる段階エ誘導飛しょう体が機体前方に向かって飛しょうして
いる段階

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】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、前記誘導飛しょう
体が前記航空機から分離された直後の機体における気流
に対する相対速度が負のときの機体の空力的静安定性を
確保する安定翼と、前記胴体の後部に設けられ、機体の
気流に対する相対速度が負のときには舵角を９０度付近
で変化させて揚力面を気流に対してほぼ垂直にすること
で揚力を発生せず、相対速度が正のときには舵角を０度
付近で変化させて揚力面を気流に対してほぼ平行にする
ことで揚力を発生する格子状の操舵翼と、この操舵翼の
操舵軸部に設けられた操舵駆動部と、前記操舵翼の先端
に設けられ、操舵翼が気流に対してほぼ垂直になるとき
に機体軸周りのモーメントを発生して機体軸周りの姿勢
制御を可能とするフィンとを備えたことを特徴とする誘
導飛しょう体。
【請求項２】前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼
の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが
検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったとき
に信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィン
の間に設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定
し、前記発信装置の信号を受け取ることで破壊して前記
操舵翼と前記フィンを切り離す爆発ボルトとを備えて成
る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】前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼
の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが
検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったとき
に信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィン
の間に設けられ、前記フィンを機体後方に折畳むヒンジ
機構と、このヒンジ機構に設けられ、通常は前記操舵翼
に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取る
ことで固定を解除するロック機構とを備えて成ることを
特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項４】前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼
の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが
検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったとき
に信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィン
の間に設けられ、前記フィンを前記操舵翼の操舵軸と同
じ方向に自由に回転させる回転機構と、この回転機構に
設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定し、前
記発信装置の信号を受け取ることで固定を解除するロッ
ク機構とを備えて成る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５】前記回転機構に設けられ、通常は前記操
舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け
取ることで前記フィンの固定を解除し、回転した前記フ
ィンを９０度回転した位置で再び固定するロック機構と
を備えて成ることを特徴とする請求項４記載の誘導飛し
ょう体。