JP2001124499A

JP2001124499A - 誘導飛しょう体

Info

Publication number: JP2001124499A
Application number: JP30189699A
Authority: JP
Inventors: Makoto Tsukahara; 誠塚原; Hiroyuki Tanaka; 裕之田中
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1999-10-25
Filing date: 1999-10-25
Publication date: 2001-05-11

Abstract

(57)【要約】【課題】搭載される航空機の後方に向けて発射される
誘導飛しょう体において、誘導飛しょう体が母機に搭載
された状態における母機の空力抵抗を低減させるととも
に、誘導飛しょう体後部に位置する構成部品を大気中の
障害物や空力加熱から保護し、さらに発射直後の誘導飛
しょう体の空力安定性を確保し、かつ上記問題点を解決
するための展開翼を展開前の振動、衝撃などの外力から
保護した状態で保持し、簡単な機構でスムーズに展開さ
せることを目的としている。【解決手段】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体において、誘導飛しょう体３の後端
面に設けられた推進装置のノズル４と、誘導飛しょう体
３の後部に折り畳んで収納される展開翼５と、展開翼５
の展開可動部に設けられたばね機構６と、誘導飛しょう
体３の後端部に推進装置のノズル４と展開翼５を覆うよ
うに取り付けられ、展開翼５を折り畳んで収納した状態
で保持するカバー７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、航空機（以下母
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する所
定の目標に向けて発射される誘導飛しょう体に関する技
術であり、さらに詳しく述べると、誘導飛しょう体の後
部に推進装置のノズルを覆うカバーを設け、母機に搭載
された状態における母機の空力抵抗を低減させるもので
ある。

【０００２】

【従来の技術】図７は従来の誘導飛しょう体に関する技
術を示すものである。図７（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、は発射後の誘導飛しょう体３の状
態の変化を時系列で示している。また、図７（ｂ）は母
機１にランチャ２を介して取り付けられた誘導飛しょう
体３を示す図であり、１は母機、２はランチャ、３は誘
導飛しょう体、４は推進装置のノズル、７はカバー、１
２は誘導飛しょう体の翼である。

【０００３】図７（ａ）において、は母機１に搭載さ
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１から後方へ向けて発射もしくは投下され
るが、発射直後は母機１の飛行速度が誘導飛しょう体３
の飛しょう方向と逆向きのため、機体後方から気流を受
けた状態になり（状態）、推進装置を点火し、ノズル
４から噴出される燃焼ガスであるブラストによりカバー
７を分離し（状態）、時間の経過とともに母機進行方
向と逆の方向に加速し飛しょうを続ける（状態）。こ
の状態、において、推進装置のノズル４はカバー７
によって覆われているため、ノズル４が母機１の飛行方
向に正対していても、飛行特性に悪影響を及ぼすことが
ない。

【０００４】図７（ｂ）において、誘導飛しょう体３は
ランチャ２を介して母機１に搭載、携行飛行している状
態であり、この後、後方に向けて発射もしくは投下され
て飛しょうする。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】上記のように構成され
た誘導飛しょう体は、母機１に搭載されて飛行する状態
においては、翼１２による空力抵抗が大きいいため、母
機１の飛行性能に悪影響を及ぼしていた。また、飛行中
に誘導飛しょう体３後部に位置する翼１２が、大気中の
障害物との衝突や空力加熱などにより損傷を受けてしま
う恐れがあった。また、母機から発射された直後、機体
後方から気流を受けた時に、機体後方に大きな揚力を発
生する翼１２のような突起物が存在するため、空力的に
不安定になり、姿勢を崩して母機１に衝突するなどの恐
れがあった。また、分離したカバー７またはカバー７の
大破片が予期せぬ方向に飛び、母機に衝突するなどして
母機に多大な損傷を与える恐れがあった。さらに翼１２
を展開翼にして空力特性の改善を図ったとしても、展開
翼の保持機構、保持解除機構、制御装置、アクチュエー
タなど大掛かりな機構、装置を付加する必要があった。

【０００６】この発明は、かかる問題点を解決するため
になされたものであり、誘導飛しょう体が母機に搭載さ
れた状態における母機の空力抵抗を低減させるととも
に、誘導飛しょう体後部に位置する構成部品を大気中の
障害物や空力加熱から保護し、さらに発射直後の誘導飛
しょう体の空力安定性を確保し、かつ上記問題点を解決
するための展開翼を展開前の振動、衝撃などの外力から
保護した状態で保持し、簡単な機構でスムーズに展開翼
を展開させることを目的としている。

【０００７】

【課題を解決するための手段】この第１の発明の誘導飛
しょう体は、搭載される航空機の後方に向けて発射され
る誘導飛しょう体において、前記誘導飛しょう体の後端
面に設けられた推進装置のノズルと、前記誘導飛しょう
体の後部に設けられ展開可能な可動部を有する展開翼
と、前記展開翼の可動部を展開させるばね機構と、前記
推進装置のノズルを収納するとともに、折り畳まれた状
態を保持するように前記展開翼を収納するカバーとを備
えたものである。

【０００８】また、第２の発明の誘導飛しょう体は、前
記カバーを機軸方向にスライドさせるスライド機構を備
えたものである。

【０００９】また、第３の発明の誘導飛しょう体は、前
記カバーに設けられ、折り畳まれた状態で前記展開翼を
固定するロック機構を備えたものである。

【００１０】また、第４の発明の誘導飛しょう体は、前
記カバーに設けられ、折り畳まれた状態で前記展開翼を
支持する緩衝機構を備えたものである。

【００１１】さらにまた、第５の発明の誘導飛しょう体
は、前記カバーは、前記ノズルからのガス噴出に応じて
複数の小片に分離する手段を有したものである。

【００１２】

【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に係わる誘導飛しょう体を示す図である。
図１は母機の後方に向かって発射される誘導飛しょう体
の発射状況を示す図であり、、、、は発射後の
誘導飛しょう体の状態の変化を時系列で示している。図
２（ａ）は誘導飛しょう体が母機に搭載され飛行してい
る状態、図２（ｂ）は誘導飛しょう体が発射された直後
の状態、図２（ｃ）は誘導飛しょう体の推進装置が点火
し、推進を始めた状態を示す図であり、図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置のノズル、５は展開翼、６はばね機構、７はカバー、
Ａは推進装置のノズル４から噴出されたブラストを示
す。

【００１３】図１において、は母機１に搭載された状
態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょう体３
は母機１から後方へ向けて発射もしくは投下されるが、
発射直後は母機１の飛行速度が誘導飛しょう体３の飛し
ょう方向と逆向きのため、機体後方から気流を受けた状
態になり（状態）、推進装置を点火、推進装置のノズ
ル４から噴出するブラストＡにより展開翼５を折り畳ん
だ状態で保持しているカバー７を分離すると同時に展開
可動部のばね機構６により展開翼５が展開し（状態
）、母機１の進行方向と逆向きの後方の目標に向けて
飛しょうする（状態）。

【００１４】誘導飛しょう体３が母機１に搭載され飛行
している図１のの状態、すなわち図２（ａ）において
は、空力抵抗の大きい推進装置のノズル４と折り畳まれ
て収納された展開翼５が空力抵抗の小さいカバー７に覆
われているため、母機１の空力抵抗を増大させることな
く、かつ推進装置のノズル４と展開翼５は外部環境から
保護された状態になっている。また、展開翼５はカバー
７に当接することより、可動部が機軸に向かう方向に折
り畳まれた状態で展開する方向に拘束されているため、
特に展開翼５用に保持機構を設ける必要がなく、保持構
造が単純化される。このとき、ばね機構６の有するコイ
ルばねやトーションバーなどの弾性体は、展開翼５にお
ける可動部の折り畳みによってねじられ、弾性エネルギ
ーを蓄積した状態で保持される。また、カバー７は、ね
じや接着剤などの結合部によって誘導飛しょう体３の後
部に固定される。

【００１５】誘導飛しょう体３が発射された直後の図１
のの状態、すなわち図２（ｂ）においては、誘導飛し
ょう体３は母機１の飛行速度により機体後方から気流を
受けるが、機体後方の揚力を発生しやすい展開翼５、推
進装置のノズル４などの突起物がカバー７に覆われてい
るため、空力的に安定であり、母機１からスムーズに離
脱する。

【００１６】誘導飛しょう体３の推進装置が点火し、推
進を始めた図１のの状態、すなわち図２（ｃ）におい
ては、推進装置のノズル４から噴出するブラストＡによ
ってカバー７の内側に加わる荷重により、展開翼５の可
動部を折り畳んだ状態で保持しているカバー７が機体後
方に付勢され、結合部がねじ周辺で切断されるあるいは
接着が引き剥がれるなどによってカバー７が分離され
る。また、これと同時に、展開翼５の可動部を拘束する
ものがなくなるため、ばね機構６から発生されるトルク
によって機軸から外に向かう方向に展開翼５の可動部が
展開する。このため、展開翼５を展開させる制御装置、
アクチュエータや展開翼５の保持機構を解除する装置な
どが不要であり、かつ展開翼５は確実に所定のタイミン
グで展開する。

【００１７】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２に係わる誘導飛しょう体を示す図であり、図３
（ａ）は誘導飛しょう体が母機に搭載され飛行している
状態、図３（ｂ）は誘導飛しょう体が発射された直後の
状態、図３（ｃ）は誘導飛しょう体の推進装置が点火
し、推進を始めた状態を示す図であり、図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置のノズル、５は展開翼、６はばね機構、７はカバー、
８はスライド機構、Ａは推進装置のノズル４から噴出さ
れたブラストを示す。その他の構成や発射後の飛しょう
状態については、実施の形態１で示した図１、２と同様
である。

【００１８】誘導飛しょう体３が母機１に搭載され飛行
している図３（ａ）の状態においては、空力抵抗の大き
い推進装置のノズル４と折り畳まれて収納された展開翼
５が空力抵抗の小さいカバー７に覆われているため、母
機１の空力抵抗を増大させることなく、かつ推進装置の
ノズル４と展開翼５は外部環境から保護された状態にな
っている。また、展開翼５はカバー７により折り畳んだ
状態で保持されているため、特に保持機構を設ける必要
がなく、構造が単純化されている。

【００１９】誘導飛しょう体３が発射された直後の図３
（ｂ）の状態においては、誘導飛しょう体３は母機１の
飛行速度により機体後方から気流を受けるが、機体後方
の揚力を発生しやすい展開翼５、推進装置のノズル４な
どの突起物がカバー７に覆われているため、空力的に安
定であり、母機１からスムーズに離脱する。

【００２０】誘導飛しょう体３の推進装置が点火し、推
進を始めた図３（ｃ）の状態においては、推進装置のノ
ズル４から噴出するブラストＡが、スライド機構８によ
り展開翼５を折り畳んだ状態で保持しているカバー７
を、機軸方向にスライドさせて確実に分離すると同時
に、展開可動部のばね機構６により展開翼５が展開する
ため、展開翼５を展開させる制御装置、アクチュエータ
や展開翼５の保持機構を解除する装置などが不要であ
り、かつ展開翼５は確実に所定のタイミングで展開す
る。実施の形態３．

【００２１】図４はこの発明の実施の形態３に係わる誘
導飛しょう体を示す図であり、図４（ａ）は誘導飛しょ
う体が母機に搭載され飛行している状態、図４（ｂ）は
誘導飛しょう体が発射された直後の状態、図４（ｃ）は
誘導飛しょう体の推進装置が点火し、推進を始めた状態
を示す図であり、図において１は母機、２はランチャ、
３は誘導飛しょう体、４は推進装置のノズル、５は展開
翼、６はばね機構、７はカバー、９は翼５のロック機
構、Ａは推進装置のノズル４から噴出されたブラストを
示す。その他の構成や発射後の飛しょう状態について
は、実施の形態１で示した図１、２と同様である。

【００２２】誘導飛しょう体３が母機１に搭載され飛行
している図４（ａ）の状態においては、空力抵抗の大き
い推進装置のノズル４と折り畳まれて収納された展開翼
５が空力抵抗の小さいカバー７に覆われているため、母
機１の空力抵抗を増大させることなく、かつ推進装置の
ノズル４と展開翼５は外部環境から保護された状態にな
っている。また、展開翼５はカバー７により折り畳んだ
状態で保持されているため、特に保持機構を設ける必要
がなく、構造が単純化されている。さらに、展開翼５は
ロック機構９により折り畳んだ状態で固定されるため、
母機携行時の振動、衝撃などの外力に対して、不要な動
作、干渉を生じ、展開可動部を破損したりする可能性が
小さい。なお、このロック機構９は、カバー７の内壁に
固定されたコの字型の口を有したクリップで構成された
ものであり、カバー７の装着時にこのクリップを機軸方
向にスライドさせ、クリップの口で展開翼可動部の端部
を挟むように保持するものである。したがって、カバー
７が機軸方向に分離することによってロック機構９によ
る展開翼５の拘束が解除される。

【００２３】誘導飛しょう体３が発射された直後の図４
（ｂ）の状態においては、誘導飛しょう体３は母機１の
飛行速度により機体後方から気流を受けるが、機体後方
の揚力を発生しやすい展開翼５、推進装置のノズル４な
どの突起物がカバー７に覆われているため、空力的に安
定であり、母機１からスムーズに離脱する。さらに、展
開翼５はロック機構９により折り畳んだ状態で固定され
るため、発射もしくは投下時の衝撃に対して、不要な動
作、干渉を生じ、展開可動部を破損したりする可能性が
小さい。

【００２４】誘導飛しょう体３の推進装置が点火し、推
進を始めた図４（ｃ）の状態においては、推進装置のノ
ズル４から噴出するブラストＡが、展開翼５を折り畳ん
だ状態で保持しているカバー７をロック機構９ごと分離
すると同時に、展開可動部のばね機構６により展開翼５
が展開するため、展開翼５を展開させる制御装置、アク
チュエータや展開翼５の保持機構を解除する装置などが
不要であり、かつ展開翼５は確実に所定のタイミングで
展開する。

【００２５】実施の形態４．図５はこの発明の実施の形
態４に係わる誘導飛しょう体を示す図であり、図５
（ａ）は誘導飛しょう体が母機に搭載され飛行している
状態、図５（ｂ）は誘導飛しょう体が発射された直後の
状態、図５（ｃ）は誘導飛しょう体の推進装置が点火
し、推進を始めた状態を示す図であり、図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置のノズル、５は展開翼、６はばね機構、７はカバー、
１０は緩衝装置、Ａは推進装置のノズル４から噴出され
たブラストを示す。その他の構成や発射後の飛しょう状
態については、実施の形態１で示した図１、２と同様で
ある。

【００２６】誘導飛しょう体３が母機１に搭載され飛行
している図５（ａ）の状態においては、空力抵抗の大き
い推進装置のノズル４と折り畳まれて収納された展開翼
５が空力抵抗の小さいカバー７に覆われているため、母
機１の空力抵抗を増大させることなく、かつ推進装置の
ノズル４と展開翼５は外部環境から保護された状態にな
っている。また、展開翼５はカバー７により折り畳んだ
状態で保持されているため、特に保持機構を設ける必要
がなく、構造が単純化されている。さらに、展開翼５は
折り畳んだ状態で保持され、カバー７との接触部は緩衝
装置１０により母機携行時の振動、衝撃などの外力を緩
和させるため、展開翼５とカバー７の衝突による破損の
可能性が小さい。

【００２７】誘導飛しょう体３が発射された直後の図５
（ｂ）の状態においては、誘導飛しょう体３は母機１の
飛行速度により機体後方から気流を受けるが、機体後方
の揚力を発生しやすい展開翼５、推進装置のノズル４な
どの突起物がカバー７に覆われているため、空力的に安
定であり、母機１からスムーズに離脱する。さらに、展
開翼５は折り畳んだ状態で保持され、カバー７との接触
部は緩衝装置１０によって支持され、その緩衝作用によ
り発射もしくは投下時の衝撃などが緩和されるため、展
開翼５とカバー７の衝突による破損の可能性が小さい。

【００２８】誘導飛しょう体３の推進装置が点火し、推
進を始めた図５（ｃ）の状態においては、推進装置のノ
ズル４から噴出するブラストＡが、展開翼５を折り畳ん
だ状態で保持しているカバー７を緩衝装置１０ごと分離
すると同時に、展開可動部のばね機構６により展開翼５
が展開するため、展開翼５を展開させる制御装置、アク
チュエータや展開翼５の保持機構を解除する装置などが
不要であり、かつ展開翼５は確実に所定のタイミングで
展開する。

【００２９】実施の形態５．図６はこの発明の実施の形
態５に係わる誘導飛しょう体を示す図であり、図６
（ａ）は誘導飛しょう体が母機に搭載され飛行している
状態、図６（ｂ）は誘導飛しょう体が発射された直後の
状態、図６（ｃ）は誘導飛しょう体の推進装置が点火
し、推進を始めた状態を示す図であり、図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置のノズル、５は展開翼、６はばね機構、７はカバー、
１１はカバー７に設けられた格子状の溝、Ａは推進装置
のノズル４から噴出されたブラストを示す。その他の構
成や発射後の飛しょう状態については、実施の形態１で
示した図１、２と同様である。

【００３０】誘導飛しょう体３が母機１に搭載され飛行
している図６（ａ）の状態においては、空力抵抗の大き
い推進装置のノズル４と折り畳まれて収納された展開翼
５が空力抵抗の小さいカバー７に覆われているため、母
機１の空力抵抗を増大させることなく、かつ推進装置の
ノズル４と展開翼５は外部環境から保護された状態にな
っている。また、展開翼５はカバー７により折り畳んだ
状態で保持されているため、特に保持機構を設ける必要
がなく、構造が単純化されている。

【００３１】誘導飛しょう体３が発射された直後の図６
（ｂ）の状態においては、誘導飛しょう体３は母機１の
飛行速度により機体後方から気流を受けるが、機体後方
の揚力を発生しやすい展開翼５、推進装置のノズル４な
どの突起物がカバー７に覆われているため、空力的に安
定であり、母機１からスムーズに離脱する。

【００３２】誘導飛しょう体３の推進装置が点火し、推
進を始めた図６（ｃ）の状態においては、カバー７が推
進装置のノズル４から噴出するブラストＡにより荷重を
受けると、格子状の溝１１の周辺に応力集中が起こり、
この溝１１に沿ってカバー７が粉砕し、粉砕した複数の
小片が誘導飛しょう体３から分離する。また、カバー７
が粉砕すると同時に、展開可動部のばね機構６により展
開翼５が展開するため、展開翼５を展開させる制御装
置、アクチュエータや展開翼５の保持機構を解除する装
置などが不要であり、かつ展開翼５は確実に所定のタイ
ミングで展開する。カバー７は格子状の溝１１に沿って
粉砕され、小片化するため、分離後のカバー７が母機１
や誘導飛しょう体３に衝突して、破損を生じる可能性が
小さい。

【発明の効果】この発明は以上のように構成されている
ので、以下のような効果がある。

【００３３】第１の発明によれば、誘導飛しょう体が母
機に搭載された状態における母機の空力抵抗を低減させ
ることができる。また、大気中の障害物との衝突による
機械的損傷や母機飛行時の空力加熱による熱的損傷か
ら、推進装置のノズルや展開翼を保護することが可能に
なる。さらに発射直後の機体後方から気流を受け、飛し
ょう制御を開始する前の状態において、機体後方に大き
な揚力を発生させることなく空力的に安定して母機から
離脱することが可能になる。加えて、展開翼の保持機
構、保持解除機構、展開翼を展開させる制御装置、アク
チュエータなどが不要であり、簡単な構造で展開翼を展
開することが可能になる。

【００３４】第２の発明によれば、誘導飛しょう体が母
機に搭載された状態における母機の空力抵抗を低減させ
ることができる。また、大気中の障害物との衝突による
機械的損傷や母機飛行時の空力加熱による熱的損傷か
ら、推進装置のノズルや展開翼を保護することが可能に
なる。さらに発射直後の機体後方から気流を受け、飛し
ょう制御を開始する前の状態において、機体後方に大き
な揚力を発生させることなく空力的に安定して母機から
離脱することが可能になる。加えて、展開翼の保持機
構、保持解除機構、展開翼を展開させる制御装置、アク
チュエータなどが不要であり、かつより確実に展開翼を
展開することが可能になる。

【００３５】第３の発明によれば、誘導飛しょう体が母
機に搭載された状態における母機の空力抵抗を低減させ
ることができる。また、大気中の障害物との衝突による
機械的損傷や母機飛行時の空力加熱による熱的損傷か
ら、推進装置のノズルや展開翼を保護することが可能に
なる。さらに発射直後の機体後方から気流を受け、飛し
ょう制御を開始する前の状態において、機体後方に大き
な揚力を発生させることなく空力的に安定して母機から
離脱することが可能になる。加えて、展開翼の保持機
構、保持解除機構、展開翼を展開させる制御装置、アク
チュエータなどが不要であり、かつ展開翼を確実に固定
して収納、保持し、推進開始と同時に展開することが可
能になる。

【００３６】第４の発明によれば、誘導飛しょう体が母
機に搭載された状態における母機の空力抵抗を低減させ
ることができる。また、大気中の障害物との衝突による
機械的損傷や母機飛行時の空力加熱による熱的損傷か
ら、推進装置のノズルや展開翼を保護することが可能に
なる。さらに発射直後の機体後方から気流を受け、飛し
ょう制御を開始する前の状態において、機体後方に大き
な揚力を発生させることなく空力的に安定して母機から
離脱することが可能になる。加えて、展開翼の保持機
構、保持解除機構、展開翼を展開させる制御装置、アク
チュエータなどが不要であり、かつ展開翼を振動、衝撃
などの外力によるカバーとの衝突から保護した状態で収
納、保持し、推進開始と同時に展開することが可能にな
る。

【００３７】第５の発明によれば、誘導飛しょう体が母
機に搭載された状態における母機の空力抵抗を低減させ
ることができる。また、大気中の障害物との衝突による
機械的損傷や母機飛行時の空力加熱による熱的損傷か
ら、推進装置のノズルや展開翼を保護することが可能に
なる。さらに発射直後の機体後方から気流を受け、飛し
ょう制御を開始する前の状態において、機体後方に大き
な揚力を発生させることなく空力的に安定して母機から
離脱することが可能になる。加えて、展開翼の保持機
構、保持解除機構、展開翼を展開させる制御装置、アク
チュエータなどが不要であり、かつ分離後のカバーと母
機、誘導飛しょう体との衝突を防止し、推進開始と同時
に展開翼を展開することが可能になる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１における飛しょう状
態を示す図である。

【図２】この発明の実施の形態１を示す構成図であ
る。

【図３】この発明の実施の形態２を示す構成図であ
る。

【図４】この発明の実施の形態３を示す構成図であ
る。

【図５】この発明の実施の形態４を示す構成図であ
る。

【図６】この発明の実施の形態５を示す構成図であ
る。

【図７】従来の誘導飛しょう体を説明する図である。

【符号の説明】

１母機２ランチャ３誘導飛しょう体４推進装置のノズル５展開翼６ばね機構７カバー８スライド機構９ロック機構１０緩衝装置１１格子状の溝１２翼Ａブラスト

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体において、前記誘導飛しょう体の後
端面に設けられた推進装置のノズルと、前記誘導飛しょ
う体の後部に設けられ展開可能な可動部を有する展開翼
と、前記展開翼の可動部を展開させるばね機構と、前記
推進装置のノズルを収納するとともに、折り畳まれた状
態を保持するように前記展開翼を収納するカバーとを備
えた誘導飛しょう体。
【請求項２】前記カバーを機軸方向にスライドさせる
スライド機構を備え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】前記カバーに設けられ、折り畳まれた状
態で前記展開翼を固定するロック機構を備えたことを特
徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項４】前記カバーに設けられ、折り畳まれた状
態で前記展開翼を支持する緩衝機構を備えたことを特徴
とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項５】前記カバーは、前記ノズルからのガス噴
出に応じて複数の小片に分離する手段を有したことを特
徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。