JP2001141395A - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 飛行中の航空機から後方へ向けて飛しょうさ
せる誘導飛しょう体では、機体後方に飛しょうしている
間は迎え角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。 【解決手段】 複数の平面翼が交差して格子形状を成す
格子翼を機体後部に配し、母機から分離された誘導飛し
ょう体が機体後方へ飛しょうする間は、格子翼を格納し
固定しておき揚力を発生させない。誘導飛しょう体が機
体前方へ向かって飛しょうする時は、格子翼を展開し固
定しておき揚力を発生させる。

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、当該航空機の後方に位
置する他の航空機、誘導弾など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概念図であ
り、図８は従来の誘導飛しょう体の構成を示す図であ
る。図７において、１は後方発射可能な誘導飛しょう
体、２は前記飛しょう体１を発射する母機、３は前記母
機２の後方で脅威となる目標体である。図８において、
４は誘導飛しょう体１の機体、５は機体４の前部に装着
されたドーム、６は機体４の前部に固定された前翼、７
は機体４の後部に操舵軸（図示されていない）回りに回
転可能に支持された操舵翼、８は誘導飛しょう体１に推
進力を発生する推進装置、９は推進装置８を覆うように
機体の後部に装着されたカバーを示す。

【０００３】図９は、母機２から発射され後方に向けて
飛しょうする誘導飛しょう体１の挙動を示す図である。
図において１０は誘導飛しょう体１が例えば速度Ｖ０で
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、１１は推進装
置８が点火され、誘導飛しょう体１が機体後方を向いた
速度Ｖｃで飛しょうしている段階、１２は機体前方に向
かう速度Ｖａで誘導飛しょう体１が飛しょうしている段
階を示す。

【０００４】母機２に対して脅威となる目標体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８が点火される前の段階１０のように、
母機２の速度Ｖ０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８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、機
体後方に向かう速度Ｖｃを持つ段階１１を経過し、そし
て速度Ｖｃが零となる。その後、誘導飛しょう体１は機
体前方に加速され、最終的に機体前方に向かう飛しょう
速度Ｖａを持つ段階１２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は空力的に不安定な速度
領域である機体後方に向かう速度Ｖｂ、Ｖｃを持つ段階
１０，１１を必ず経過することになる。

【０００５】図１０は従来の飛しょう体１に作用する空
力的なモーメントを示す図であり、図１０（ａ）は機体
前方へ飛しょうする場合、図１０（ｂ）は機体後方へ飛
しょうする場合をそれぞれ示す。図１０（ａ）におい
て、Ｖａは機体前方へ飛しょうする段階１２の誘導飛し
ょう体１の速度ベクトル、αは機体周囲の気流に対する
迎え角、Ｌ１は前翼６の揚力、Ｘｃ１は重心ＣＧ１から
前翼６の空力中心までの距離、Ｌ２は操舵翼７の揚力、
Ｘｃ２は重心ＣＧ１から操舵翼７の空力中心までの距
離、Ｍａは重心ＣＧ１周りの回転モーメント、Ｖａｉｒ
は気流の速度ベクトルを示す。

【０００６】誘導飛しょう体１が機体前方へ飛しょうす
る段階１２においては、空力的安定を確保するため、例
えば迎角αの場合に数１に示すように前翼６の揚力Ｌ
１、重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ１、操舵翼７の揚力Ｌ２
および重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ２との関係から、ドー
ム５側で迎え角αを低減させる頭下げモーメントＭａが
発生するように構成する。（モーメントは頭上げを正と
する。）

【０００７】

【数１】

【０００８】すなわち、機体周囲の気流の乱れによって
気流の方向が変化するなどの外乱が作用して迎え角αが
増大しても、これを打ち消すように回転モーメントＭａ
は負（ドーム５側で頭下げ）となり、誘導飛しょう体１
の気流に対する静安定性が確保できる。

【０００９】一方、母機２から発射直後の誘導飛しょう
体１は、機体後方に向かう速度を持つ段階１０，１１を
経過する。ここで誘導飛しょう体１が迎え角αをとる時
に、操舵翼７が作動（操舵翼７を回転させ、揚力Ｌ２の
向きや大きさを調整）しない状態を仮定すると、段階１
２における誘導飛しょう体１の場合と同様に、前翼６の
揚力Ｌ１、操舵翼７の揚力Ｌ２が発生しモーメントが作
用するが、ここでの回転モーメントＭｂは数２に示すよ
うに正（推進装置８側で頭上げ）となるため、迎え角α
を更に増大させる方向に作用する。

【００１０】

【数２】

【００１１】したがって、誘導飛しょう体１は空力的に
静安定ではなくなり、安定した飛しょうが困難となる。
このため、絶えず操舵翼７を作動させ、迎え角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】

【発明が解決しようとする課題】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（負の速度）から前方
（正の速度）に変化する。この時、最初の従来例で示し
た図１０（ｂ）のような誘導飛しょう体１においては、
次のような問題があった。

【００１３】誘導飛しょう体１では機体後方に飛しょう
している間は、前翼６と操舵翼７にそれぞれ作用する揚
力のバランスにより、迎え角αを増大させる頭上げのモ
ーメントが発生して空力的に不安定な状態が起こり、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。

【００１４】また、機体の姿勢安定を確保するために、
操舵翼７を用いて揚力を偏向させ、この頭上げのモーメ
ントを打ち消す方向に常に作動させる必要があり、この
動作を行うために操舵翼を駆動するモータへの電力供給
に必要な電源である電池等（図示されていない）の寸法
や質量が大きくなり、しいては誘導飛しょう体１として
寸法や質量が増加するという問題があった。

【００１５】この発明は係る課題を解決するためになさ
れたものであり、従来のものと比較して、機体後方から
前方に向かうまでの全ての速度領域で、より安定な飛し
ょうを確保できる誘導飛しょう体を得ることを目的とす
る。

【００１６】

【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、飛しょう中の航空機から分離され、当該航
空機の後方へ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機体前部に取り付けられた操
舵翼と、前記機体の後部に配置され、複数の平面翼が交
差して格子形状を成す格子翼と、前記格子翼を支持する
シャフトと、前記格子翼と前記シャフトを連結し、前記
格子翼を格納および展開可能に支持するヒンジと、前記
誘導飛しょう体の機体後方への飛しょう時に、前記ヒン
ジより前記格子翼が機体の前方に位置するように前記格
子翼を格納した状態で前記格子翼を油圧シリンダにて可
動する拘束部材により保持する格納ロック機構と、前記
ヒンジから離間して前記格子翼に設けられ、前記誘導飛
しょう体の機体前方への飛しょう時に垂直な気流を受
け、前記格子翼に回転力を発生させて前記格子翼に展開
力を発生するフィンと、前記格子翼の展開力の発生に応
じて前記格納ロック機構にて拘束された格子翼の保持を
一旦解除し、格子翼の展開に応じて再び前記格子翼を固
定する展開ロック機構とを具備したものである。

【００１７】第２の発明による誘導飛しょう体は、飛し
ょう中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向け
て飛しょうする誘導飛しょう体において、前記誘導飛し
ょう体の機体前部に取り付けられた操舵翼と、前記機体
の後部に配置され、複数の平面翼が交差して格子形状を
成す格子翼と、前記格子翼を支持するシャフトと、前記
格子翼と前記シャフトを連結し、前記格子翼を格納およ
び展開可能に支持するヒンジと、前記誘導飛しょう体の
機体後方への飛しょう時に、前記ヒンジより前記格子翼
が機体の前方に位置するように前記格子翼を格納した状
態で前記格子翼をソレノイドにて可動する拘束部材によ
り保持する格納ロック機構と、前記ヒンジから離間して
前記格子翼に設けられ、前記誘導飛しょう体の機体前方
への飛しょう時に垂直な気流を受け、前記格子翼に回転
力を発生させて前記格子翼に展開力を発生するフィン
と、前記格子翼の展開力の発生に応じて前記格納ロック
機構にて拘束された格子翼の保持を一旦解除し、格子翼
の展開に応じて再び前記格子翼を固定する展開ロック機
構とを具備したものである。

【００１８】第３の発明による誘導飛しょう体は、飛し
ょう中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向け
て飛しょうする誘導飛しょう体において、前記誘導飛し
ょう体の機体前部に取り付けられた操舵翼と、前記機体
の後部に配置され、複数の平面翼が交差して格子形状を
成す格子翼と、前記格子翼を支持するシャフトと、前記
格子翼と前記シャフトを連結し、前記格子翼を格納およ
び展開可能に支持するヒンジと、前記誘導飛しょう体の
機体後方への飛しょう時に、前記ヒンジより前記格子翼
が機体の前方に位置するように前記格子翼を格納した状
態で前記格子翼を液体の圧力にて保持する格納ロック機
構と、前記ヒンジから離間して前記格子翼に設けられ、
前記誘導飛しょう体の機体前方への飛しょう時に垂直な
気流を受け、前記格子翼に回転力を発生させて前記格子
翼に展開力を発生するフィンと、前記格子翼の展開力の
発生に応じて前記格納ロック機構にて拘束された格子翼
の保持を一旦解除し、格子翼の展開に応じて再び前記格
子翼を固定する展開ロック機構とを具備したものであ
る。

【００１９】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施形態における誘導飛しょう体１３を示す構成図であ
り、図１（ａ）は誘導飛しょう体１３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、１４は機体４の前部に
設けられ、機軸の前後方向に対称な台形状の平面翼であ
って、操舵軸（図示されていない）回りに回転可能な操
舵翼、１５は機体４の後部に設けられ、複数の平面翼が
交差して格子形状を成す格子翼を示す。その他は従来の
誘導飛しょう体と同じものである。図２は航空機から発
射もしくは投下された誘導飛しょう体１３の挙動を示す
図である。

【００２０】次に動作について説明する。図２におい
て、速度Ｖ０で飛しょうする母機２から発射もしくは投
下された誘導飛しょう体１３は、段階１７に示すよう
に、分離直後に速度Ｖｂで母機２の進行方向に向かって
飛しょうする。この時、図１（ａ）に示す誘導飛しょう
体１３は、機体４のドーム５を後方にし、機体４に保持
されたカバー９を先頭にして機体後方に飛しょうする。
この初期の段階１７では、機体４の空気抵抗の働きによ
り母機２と同じ方向に向かう速度Ｖｂは減速される。こ
の時カバー９を備えることによって推進装置８内部への
気流の流入を防ぐことができる。

【００２１】その後、母機２から分離されてからｔｒ１
秒後には、図２の中期の段階１８に示すように推進装置
８が点火されるとともに、カバー９が外れる段階に至
る。この段階でも推進装置８の推力と機体４の空気抵抗
の働きにより、母機２と同じ方向、すなわち機体後方に
向かう速度Ｖｃは減速される。そして、母機２から分離
後のｔｗ１秒後には、母機２の進行方向とは逆の方向、
すなわち機体前方に向かう速度Ｖａを持ち、後期の段階
１９に示す飛しょう状態に至る。なお、格子翼１５は段
階１８までは、格納され固定された状態であり、段階１
９から展開され固定された状態となる。

【００２２】ここで飛しょう速度と静安定との関係を説
明する。図３（ａ）は格子翼１５が格納され固定された
状態における誘導飛しょう体１３に作用する空力的なモ
ーメントを示し、図３（ｂ）は格子翼１５が展開され固
定された状態における誘導飛しょう体１３に作用する空
力的なモーメントを示す図である。

【００２３】誘導飛しょう体１３が機体後方に向かう速
度Ｖｂ、Ｖｃで飛しょうする図２の段階１７，１８の場
合には、格子翼１５が格納され固定された状態であり、
格子翼１５が翼面としての揚力を生じないので、操舵翼
１４の揚力により空力的な静安定を確保することができ
る。これは、図３（ａ）に示すように、迎え角αをとっ
た場合の機体前部の操舵翼１４の揚力Ｌ３が、機体４の
重心ＣＧ３まわりにカバー９側で迎え角αを低減させる
頭下げのモーメントＭｃ（Ｍｃ＜０）を発生することに
よる。（モーメントは頭下げを負とする。）なお、誘導
飛しょう体１３が機体後方に向かう速度Ｖｃで飛しょう
する段階１８の場合も、段階１７の場合と同様に静安定
が確保できる。このため、誘導飛しょう体１３が機体後
方に向けて飛しょうする場合には、迎え角αが発生した
ときにそれを打ち消すモーメントＭｃが発生し、気流に
対する機体４の静安定が確保できる。

【００２４】また、推進装置８の推力と空気抵抗の作用
により、誘導飛しょう体１３の飛しょう速度が減じた後
に逆転し、速度Ｖａで機体前方へ飛しょうする図２の段
階１９に至る場合には、格子翼１５が展開され固定され
た状態であり、格子翼１５には揚力Ｌ４が発生する。こ
の揚力Ｌ４と操舵翼１４が発生する揚力Ｌ３、操舵翼１
４の空力中心と重心ＣＧ３との距離Ｘｃ３、格子翼１５
の空力中心と操舵翼１４の空力中心の距離Ｌとの間に数
３に示すモーメントバランスの関係が成り立つ。

【００２５】

【数３】

【００２６】したがって格子翼１５の翼面積Ｓ１、揚力
傾斜をＣＬ１、操舵翼１４の面積をＳ２、揚力傾斜をＣ
Ｌ２とすると、数４に示す関係を満足させることによ
り、数３に示す機体４を回転させようとするモーメント
Ｍｄは、ドーム５側で頭下げのモーメント（Ｍｄ＜０）
となり迎え角αを減少させる方向に作用する。

【００２７】

【数４】

【００２８】その結果、誘導飛しょう体１３が機体前方
に向けて飛しょうする場合でも、空力的な静安定が確保
され、気流に対する機体４の姿勢を保つことができる。

【００２９】次に、前記格子翼１５の動作を説明する。
図４（ａ）は前記格子翼１５が格納されロック機構で固
定された状態を示す図、図４（ｂ）は前記格子翼１５が
展開されロック機構で固定された状態を示す図である。
図において、２０は前記格子翼１５に取り付けられたフ
ィン、２１は前記格子翼１５を支持するシャフト、２２
は前記格子翼１５と前記シャフト２１を連結し、前記格
子翼１５が格納および展開可能となるように設けたヒン
ジ、２３は前記格子翼１５を格納時に固定しておく格納
ロック機構Ａ、２４は前記格納ロック機構Ａ２３の構成
品である油圧シリンダ、２５は前記格納ロック機構Ａ２
３の構成品であるロックピンＡ、２６は前記格納ロック
機構Ａ２３の構成品である電磁バルブ、２７は前記格納
ロック機構Ａ２３の構成品である蓄圧器、２８は前記格
子翼１５を展開時に固定しておく展開ロック機構Ａ、２
９は前記展開ロック機構Ａ２８の構成品であるロッド
Ａ、３０は前記展開ロック機構Ａ２８の構成品であるバ
ネＡである。

【００３０】誘導飛しょう体１３が機体後方に飛しょう
している状態では、図４（ａ）に示すように前記格子翼
１５は格納されており、前記格納ロック機構Ａ２３の構
成品であるロックピンＡ２５が、同じく構成品である蓄
圧器２７から油の供給を受けた油圧シリンダ２４で押さ
れ、前記展開ロック機構Ａの構成品であるロッドＡ２９
の溝２９ｂに入り込み、前記ロッドＡ２９を固定し前記
格子翼１５が回転しないよう固定する。

【００３１】また、誘導飛しょう体１３が機体前方に飛
しょうしている状態では。図４（ｂ）に示すように、気
流の速度ベクトルであるＶａｉｒにより前記フィン２０
に抗力が生じ、前記ヒンジ２２まわりに前記格子翼１５
を展開するモーメントが発生する。このモーメントを例
えばロードセルや歪ゲージなどを用いた検出器（図示さ
れていない）が検出し、この検出に応じて前記格納ロッ
ク機構Ａ２３の構成品である電磁バルブ２６を開放す
る。そうすると同じく構成品であるロックピンＡ２５
が、前記ロッドＡ２９の溝２９ｂから抜けて前記格子翼
１５が展開する。次に、前記展開ロック機構Ａ２８の構
成品である筒状のロッドＡ２９が、同じく構成品である
バネＡ３０によりシャフト２１の軸上と前記格子翼１５
側に押し上げられ、前記ヒンジ２２の連結部にロッドＡ
２９が被さって前記ヒンジ２２まわりに前記格子翼１５
が回転しないよう固定する。

【００３２】実施の形態２．図５はこの発明に係る実施
の形態２であり、図５（ａ）は格子翼１５が格納されロ
ック機構で固定された状態を示す図、図５（ｂ）は格子
翼１５が展開されロック機構で固定された状態を示す図
である。図において、３１は格納ロック機構Ｂ、３２は
前記格納ロック機構Ｂ３１の構成品であるソレノイド、
３３は前記格納ロック機構Ｂ３１の構成品であるロック
ピンＢである。なお、他はこの発明に係る実施の形態１
と同様である。

【００３３】次に動作について説明する。誘導飛しょう
体１３が機体後方に飛翔している状態では、図５（ａ）
に示すように前記格子翼１５は格納されており、前記格
納ロック機構Ｂの構成品であるロックピンＢ３３が、同
じく構成品であるソレノイド３２で押され、前記展開ロ
ック機構Ａの構成品であるロッドＡ２９の溝２９ｂに入
り込み、前記ロッドＡ２９を固定し前記格子翼１５が回
転しないよう固定する。

【００３４】また、誘導飛しょう体１３が機体前方に飛
しょうしている状態では。図５（ｂ）に示すように、気
流の速度ベクトルであるＶａｉｒにより前記フィン２０
に抗力が生じ、前記ヒンジ軸２２まわりに前記格子翼１
５を展開するモーメントが発生する。このモーメントを
検出器（図示されていない）が検出し、前記格納ロック
機構Ｂ３１の構成品であるソレノイド３２を開放する。
そうすると同じく構成品であるロックピンＢ３３が、前
記ロッドＡ２９の溝２９ｂから抜けて前記格子翼１５が
展開する。なお、展開後の前記格子翼１５の固定は、こ
の発明に係る実施の形態１と同じである。

【００３５】実施の形態３．図６はこの発明に係る実施
の形態３であり、図６（ａ）は格子翼１５が格納されロ
ック機構で固定された状態を示す図、図６（ｂ）は格子
翼１５が展開されロック機構で固定された状態を示す図
である。図において、３４は前記格子翼１５を格納時に
固定しておく格納ロック機構Ｃ、３５は前記格納ロック
機構Ｃ３４の構成品であるタンク、３６は前記格納ロッ
ク機構Ｃ３４の構成品である非圧縮性の液体、３７は前
記格納ロック機構Ｃ３４の構成品である電磁バルブＣ、
３８は前記格子翼１５を展開時に固定しておく展開ロッ
ク機構Ｃ、３９は前記展開ロック機構Ｃ３８の構成品で
あるロッドＣ、４０は前記展開ロック機構Ｃ３８の構成
品であるバネＣ、４１は前記展開ロック機構Ｃ３８の構
成品であるシリンダである。なお、他はこの発明に係る
実施の形態１と同様である。

【００３６】次に動作について説明する。誘導飛しょう
体１３が機体後方に飛しょうしている状態では、図６
（ａ）に示すように前記格子翼１５は格納されており、
前記格納ロック機構Ｃ３４の構成品である非圧縮性の液
体３６が前記展開ロック機構Ｃ３８の構成品であるシリ
ンダ４１内に充填され、同じく構成品であるロッドＣ３
９を拘束し前記格子翼１５が回転しないよう固定する。

【００３７】また、誘導飛しょう体１３が機体前方に飛
しょうしている状態では。図６（ｂ）に示すように、気
流の速度ベクトルであるＶａｉｒにより前記フィン２０
に抗力が生じ、前記ヒンジ軸２２まわりに前記格子翼１
５を展開するモーメントが発生する。このモーメントを
検出器（図示されていない）が検出し、前記格納ロック
機構Ｃ３４の構成品である電磁バルブ３７を開放する。
そうすると前記シリンダ４１から電磁バルブ３７を通過
して前記液体３６が機体４の外に抜けて前記格子翼１５
が展開する。次に、前記展開ロック機構Ｃ３４の構成品
である筒状のロッドＣ３９が、同じく構成品であるバネ
Ｃ４０によりシャフト２１の軸上と前記格子翼１５側に
押し上げられ、前記ヒンジ２２の連結部にロッドＣ３９
が被さって前記ヒンジ２２まわりに前記格子翼１５が回
転しないよう固定する。

【００３８】

【発明の効果】この発明に係る誘導飛しょう体は、上記
のように構成されているので、以下に記載するような効
果を奏する。

【００３９】第１から第３の発明によれば、航空機から
分離され後方に向け航空機後方に飛しょうする誘導飛し
ょう体において、飛しょう体速度が機体後方の時は格子
翼を格納保持し操舵翼により静安定に寄与する方向に空
力荷重を生じ、飛しょう体速度が機体前方の時は格子翼
を展開し保持することによって空力中心が機体重心の後
方となることにより、機体後方から前方に向かうまでの
全ての速度領域で、より安定な飛しょうを確保できる誘
導飛しょう体を得ることができる。

【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挙動を示す
図である。

【図３】 この発明による誘導飛しょう体の実施形態１
における空力的なモーメントを示す図である。

【図４】 この発明による誘導飛しょう体の実施形態１
における格子翼の格納および展開動作を説明する図であ
る。

【図５】 この発明による誘導飛しょう体の実施形態２
における格子翼の格納および展開動作を説明する図であ
る。

【図６】 この発明による誘導飛しょう体の実施形態３
における格子翼の格納および展開動作を説明する図であ
る。

【図７】 航空機に搭載された誘導飛しょう体を示す図
である。

【図８】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図である。

【図９】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１０】 従来の誘導飛しょう体の空力的なモーメン
トを示す図である。

【符号の説明】

１ 誘導飛しょう体、２ 母機、３ 目標体、４ 機
体、５ ドーム、６ 前翼、７ 操舵翼、８ 推進装
置、９ カバー、１４ 前翼、１５ 格子翼、２０フィ
ン、２１ シャフト、２２ ヒンジ、２３ 格納ロック
機構Ａ、２４ 油圧シリンダ、２５ ロックピンＡ、２
６ 電磁バルブ、２７ 蓄圧器、２８ 展開ロック機構
Ａ、２９ ロッドＡ、３０ バネＡ、３１ 格納ロック
機構Ｂ、３２ ソレノイド、３３ ロックピンＢ、３４
格納ロック機構Ｃ、３５ タンク、３６ 液体、３７
電磁バルブＣ、３８ 展開ロック機構Ｃ、３９ ロッ
ドＣ、４０ バネＣ、４１ シリンダ。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ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機体前部に取り付けられた
   操舵翼と、前記機体の後部に配置され、複数の平面翼が
   交差して格子形状を成す格子翼と、前記格子翼を支持す
   るシャフトと、前記格子翼と前記シャフトを連結し、前
   記格子翼を格納および展開可能に支持するヒンジと、前
   記誘導飛しょう体の機体後方への飛しょう時に、前記ヒ
   ンジより前記格子翼が機体の前方に位置するように前記
   格子翼を格納した状態で前記格子翼を油圧シリンダにて
   可動する拘束部材により保持する格納ロック機構と、前
   記ヒンジから離間して前記格子翼に設けられ、前記誘導
   飛しょう体の機体前方への飛しょう時に垂直な気流を受
   け、前記格子翼に回転力を発生させて前記格子翼に展開
   力を発生するフィンと、前記格子翼の展開力の発生に応
   じて前記格納ロック機構にて拘束された格子翼の保持を
   一旦解除し、格子翼の展開に応じて再び前記格子翼を固
   定する展開ロック機構とを具備したことを特徴とする誘
   導飛しょう体。
2. 【請求項２】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ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機体前部に取り付けられた
   操舵翼と、前記機体の後部に配置され、複数の平面翼が
   交差して格子形状を成す格子翼と、前記格子翼を支持す
   るシャフトと、前記格子翼と前記シャフトを連結し、前
   記格子翼を格納および展開可能に支持するヒンジと、前
   記誘導飛しょう体の機体後方への飛しょう時に、前記ヒ
   ンジより前記格子翼が機体の前方に位置するように前記
   格子翼を格納した状態で前記格子翼をソレノイドにて可
   動する拘束部材により保持する格納ロック機構と、前記
   ヒンジから離間して前記格子翼に設けられ、前記誘導飛
   しょう体の機体前方への飛しょう時に垂直な気流を受
   け、前記格子翼に回転力を発生させて前記格子翼に展開
   力を発生するフィンと、前記格子翼の展開力の発生に応
   じて前記格納ロック機構にて拘束された格子翼の保持を
   一旦解除し、格子翼の展開に応じて再び前記格子翼を固
   定する展開ロック機構とを具備したことを特徴とする誘
   導飛しょう体。
3. 【請求項３】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ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機体前部に取り付けられた
   操舵翼と、前記機体の後部に配置され、複数の平面翼が
   交差して格子形状を成す格子翼と、前記格子翼を支持す
   るシャフトと、前記格子翼と前記シャフトを連結し、前
   記格子翼を格納および展開可能に支持するヒンジと、前
   記誘導飛しょう体の機体後方への飛しょう時に、前記ヒ
   ンジより前記格子翼が機体の前方に位置するように前記
   格子翼を格納した状態で前記格子翼を液体の圧力にて保
   持する格納ロック機構と、前記ヒンジから離間して前記
   格子翼に設けられ、前記誘導飛しょう体の機体前方への
   飛しょう時に垂直な気流を受け、前記格子翼に回転力を
   発生させて前記格子翼に展開力を発生するフィンと、前
   記格子翼の展開力の発生に応じて前記格納ロック機構に
   て拘束された格子翼の保持を一旦解除し、格子翼の展開
   に応じて再び前記格子翼を固定する展開ロック機構とを
   具備したことを特徴とする誘導飛しょう体。