JP2003114099A - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 飛行中の全方位に位置する脅威に対処するた
めに当該航空機から分離、飛しょうさせる誘導飛しょう
体では、側方および後方目標体を捕捉追尾するのに、あ
る程度大きく旋回しなければならず、その分だけ対処す
るまでの時間がかかり、母機の安全性が低下するという
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
ことで平板操舵翼に比べて操舵トルクの小さくなる格子
操舵翼を使用することによって、１８０度以上の操舵角
を実現し、機体軸に対して垂直方向の気流中においても
姿勢制御を可能とすることにより、従来の誘導飛しょう
体と比較して、発射もしくは投下されてから目標体を捕
捉するまでの時間を短縮して母機の安全性を向上させ、
さらには射程が延伸する誘導飛しょう体を実現すること
ができる。

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、発射もしくは投下され
た後、当該航空機の全方位に位置する他の航空機、誘導
弾などの目標体に向けて飛しょう可能な誘導飛しょう体
に関するものでる。

【０００２】

【従来の技術】航空機（以下母機とする）に搭載される
誘導飛しょう体に関する従来の技術について図を用いて
説明する。図１３は母機から母機の全方位に位置する所
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
概念図である。図において１は誘導飛しょう体、２は母
機、３は母機２の前方に位置し、母機２の脅威となる航
空機、誘導弾などの目標体、４は母機２の側方に位置す
る目標体、５は母機２の後方に位置する目標体である。
誘導飛しょう体１は、その機体前方が母機２の前方（図
の左方向）を向くようにして母機２に搭載される。母機
２の周囲に前方目標体３、側方目標体４および後方目標
体５が存在した場合、誘導飛しょう体１は、母機２から
発射指令が与えられ、母機２から発射もしくは投下され
て前方目標体３、側方目標体４および後方目標体５へ向
けて飛しょうする。

【０００３】図１４は従来の誘導飛しょう体１の構成要
素を示す図であり、図において、６は母機２に搭載され
る誘導飛しょう体１の機体、７は機体６の前部（図の左
側）に配置され、その前部に電波センサ、光波センサな
どのシーカ部８を有する誘導装置、９は機体６の前部に
装着されたドーム、１０は機体６の後部（図の右側）に
回動可能に支持された平板操舵翼、１１は機体６の前部
に固定された前翼、１２は誘導飛しょう体１に推進力を
与える推進装置、１３は推進装置１２の内部に設けられ
機体６の後方向（図の右方向）に燃焼ガスを噴出して推
進力を発生するノズル、１４は機体６の推力を偏向する
ベーン１５を駆動する推力偏向装置を示す。

【０００４】このような誘導飛しょう体１の各構成要素
は、次のように作用する。平板操舵翼１０、前翼１１
は、それぞれ機体６の胴体外周を機軸方向から見て４等
分する各位置に１枚づつ計４枚が各一組となって装着さ
れ、平板操舵翼１０、および前翼１１と推力偏向装置１
４によって、誘導飛しょう体１の姿勢が制御される。ド
ーム９は、電波や光波を透過する素材で形成され、誘導
装置７のシーカ部８を保護するとともに、機体６の空気
抵抗を低減する作用を持つ。また、推力偏向装置１４
は、ノズル１３の噴出口の周辺にベーン１５を設けて構
成されるものであり、後述する推力偏向角指令に応じて
ベーン１５を所望の位置に駆動し、ノズル１３から噴出
される推進薬の燃焼ガスを偏向させることによって、機
体６に所望の回転モーメントを発生させることができ
る。

【０００５】図１５は従来の誘導飛しょう体１の平板操
舵翼１０を駆動する操舵翼駆動装置１６の内部構成を示
すものであり、図において、１７は舵角司令を受けて平
板操舵翼１０を変角する操舵駆動部であり、１８は操舵
駆動部１７の動力を平板操舵翼１０のヒンジ軸１９に伝
達するアームを示す。

【０００６】平板翼である平板操舵翼１０を駆動するた
めにはある程度の大きさのトルクを必要とするため、て
この原理を利用し、操舵駆動部１７を伸縮動作させるこ
とによって、アーム１８を介して操舵駆動部１７の動力
を伝達する必要がある。そのため、構成上、平板操舵翼
１０の舵角は制限され、あまり大きな舵角を取ることが
出来ない。

【０００７】図１６は従来の誘導飛しょう体１を前方目
標体３、側方目標体４および後方目標体５へ誘導すると
ともに、機体の姿勢を制御させる制御系の構成を示す図
である。図において、２０は慣性装置、２１は航法計算
回路、２２はゲイン計算回路、２３は舵角司令計算回
路、２４は推力偏向角指令計算回路である。

【０００８】この制御系の動作について説明する。誘導
飛しょう体１は、発射時に母機２から前方目標体３、側
方目標体４および後方目標体５の位置、速度などを示す
目標情報が与えられる。発射後は、その目標情報に基づ
いて誘導装置７が目標体３、４および５の捜索を行い、
シーカ部８が目標体３、４および５を捕捉してその追尾
が行われる。また誘導装置７は、誘導飛しょう体１と目
標体３、４および５との間に成される目視線角度の変化
率を推定し、誘導飛しょう体１の目標体３、４および５
への誘導方向や目標速度を示す目標誘導信号を発生す
る。慣性装置２０では、その内部に有する慣性センサ部
で誘導飛しょう体１の角速度と加速度が計測され、その
計測結果が慣性情報信号として航法計算回路２１と、ゲ
イン計算回路２２、舵角指令計算回路２３、および推力
偏向角指令計算回路２４に出力される。航法計算回路２
１では、誘導装置７からの目標誘導信号と慣性装置２０
からの慣性情報信号に基づいて、誘導に必要な加速度指
令および角速度指令が計算される。また、誘導飛しょう
体１が母機２から発射される時に、慣性装置２０は、母
機２から誘導飛しょう体１の初期高度と初期速度が与え
られる。慣性装置２０では、この初期高度および速度
と、発射後に内部の慣性センサ部で計測される誘導飛し
ょう体１の角速度および加速度に基づいて内部に有する
計算部で誘導飛しょう体１の高度と速度が計算される。
さらにゲイン計算回路２２では、慣性装置２０で計算さ
れた高度と速度に応じてオートパイロット系ゲインが計
算される。舵角司令計算回路２３および推力偏向角指令
計算回路２４では、航法計算回路２１から与えられる加
速度指令と慣性装置２０から与えられる加速度の計測デ
ータから加速度偏差を算出し、この偏差にゲイン計算回
路２２で計算されたオートパイロット系ゲインの乗数を
掛け合わせ、またこの掛け合わせた結果と慣性装置２０
から与えられる角速度に基づいて、誘導飛しょう体１が
目標体３、４および５に会合するまでの所定の航法を実
現する舵角指令および推力偏向角指令をそれぞれ計算す
る。この舵角指令は操舵翼駆動装置１６に出力され、平
板操舵翼１０が操舵されて誘導飛しょう体１において所
要の舵角が取られる。また、推力偏向角指令は、推力偏
向装置１４に入力され、所要の方向に誘導飛しょう体１
の推力が偏向される。

【０００９】次に、従来の誘導飛しょう体１が、母機２
から発射されてから前方目標体３、側方目標体４および
後方目標体５に会合するまでの誘導過程について説明す
る。図１７は、母機２から発射され前方目標体３、側方
目標体４および後方目標体５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、２５
は、誘導飛しょう体１が例えば速度Ｖ０で飛行中の母機
２から発射され、速度Ｖａで飛しょうしている段階、２
６は推進装置１２が点火され、誘導飛しょう体１が速度
Ｖｂで前方目標体３を捕捉追尾して飛しょうしている段
階、２７は誘導飛しょう体１が母機２からの目標情報に
基づいて速度Ｖｃで旋回している段階、２８は誘導飛し
ょう体１が速度Ｖｄで側方目標体４を捕捉追尾して飛し
ょうしている段階、２９は誘導飛しょう体１が速度Ｖｅ
で後方目標体５を捕捉追尾して飛しょうしている段階を
示す。

【００１０】母機２に対して脅威となる前方目標体３の
存在が確認された場合、誘導飛しょう体１のシーカ部８
は、発射直後の段階２５ですでに前方目標体３の位置す
る方向を向いているので、速やかに前方目標体３を捕捉
することができる。また、脅威となる側方目標体４ある
いは後方目標体５の存在が確認された場合、シーカ部８
の向きは、発射直後の段階２５では側方目標体４の位置
する方向とは約９０度、後方目標体５の位置する方向と
は約１８０度ずれているため、捕捉することができな
い。したがって、段階２７のように旋回し、段階２８あ
るいは段階２９のようにシーカ部８の向きを側方目標体
４あるいは後方目標体５に向ける必要がある。

【００１１】図１８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１８（ａ）は
気流に対する迎角が比較的小さい場合、図１８（ｂ）は
迎角が比較的大きい場合をそれぞれ示す。

【００１２】図１８（ａ）において、Ｖａｉｒは気流の
速度ベクトル（対気速度）、αは機体周囲の気流に対す
る迎え角、δは平板操舵翼１０の舵角、ＣＧ１は機体６
の重心、Ｎ１は平板操舵翼１０を除く機体６の揚力、Ｘ
ｃ１は重心ＣＧ１から平板操舵翼１０を除く機体の空力
中心までの距離、Ｎ２は平板操舵翼１０の揚力、ΔＮ２
は舵角δによる平板操舵翼１０の揚力変化、Ｘｃ２は重
心ＣＧ１から平板操舵翼１０の空力中心までの距離、Ｍ
ａは重心ＣＧ１周りの回転モーメントを示す。このと
き、Ｍａは数１に示すようになり、平板操舵翼１０を操
舵して揚力変化ΔＮ２を制御することで、誘導飛しょう
体１の姿勢を制御することが可能となる。

【００１３】

【数１】

【００１４】一方、迎角αが比較的大きい場合を考え
る。図１８（ｂ）において、Ｍｂは重心ＣＧ１周りの回
転モーメントを示す。このとき平板操舵翼１０の舵角δ
は制限され大きくとれないため、気流Ｖａｉｒに対する
平板操舵翼１０の迎角が大きくなりすぎて平板操舵翼１
０の揚力変化はほとんど無い。したがってＭｂは数２に
示すようになり、平板操舵翼１０の操舵による誘導飛し
ょう体１の姿勢を制御することは不可能となる。

【００１５】

【数２】

【００１６】その結果、誘導飛しょう体１が側方目標体
４および後方目標体５に対処するためには、ある程度迎
角αを小さくする、即ちある程度大きく旋回する必要が
ある。

【００１７】

【発明が解決しようとする課題】誘導飛しょう体が母機
から目標体に対処するために発射された場合、発射直後
から目標体を捕捉追尾するまでの間、従来例で示した図
１４のような平板操舵翼と推力偏向装置を用いた誘導飛
しょう体１においては、次のような問題があった。

【００１８】誘導飛しょう体１では側方目標体４および
後方目標体５を捕捉追尾するのに、ある程度大きく旋回
したうえでシーカ部８を側方目標体４および後方目標体
５の位置する方向に向けなければならず、その分だけ対
処するまでの時間がかかるという問題があった。

【００１９】また、旋回時間がかかることは、即ち対処
するまでに消費する推進装置１２の燃料も増えるため、
射程が短くなるという問題があった。

【００２０】また、推力偏向装置１４によって旋回半径
を小さくし、旋回時間を短くすることも可能ではある
が、その分の推力の損失も増大し、推進装置１２の消費
燃料も増えて射程が短くなるという問題があった。

【００２１】また、推力偏向装置１４によって損失した
推力を補うように大容量の推進薬を搭載する場合、機体
４が大型化するという問題があった。また誘導飛しょう
体１を搭載するための航空機は、一般に搭載物の質量や
大きさに制限があるため、このような機体６の大型化に
よって搭載母機にも問題が生じる可能性があった。

【００２２】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、平板操舵翼と推力偏向装置利用した従
来の誘導飛しょう体と比較して、発射もしくは投下され
てから母機の全方位に位置する目標体を捕捉するまでの
時間が短縮され、射程が延伸される誘導飛しょう体を得
ることを目的とする。

【００２３】

【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、任意方向の
目標に向けて飛しょう可能な誘導飛しょう体において、
複数の平面翼を格子状に交差させて成る一体の格子翼
を、機体後方の胴体外周に等間隔に複数配置した操舵翼
と、機体軸に垂直な軸周りに１８０度以上の操舵角を有
して前記操舵翼を駆動する駆動装置とを備えたものであ
る。

【００２４】第２の発明による誘導飛しょう体は、第１
の発明において、複数の平面翼を格子状に交差させて成
る一体の格子翼を、機体前方の胴体外周に等間隔に複数
配置した操舵翼と、機体軸に垂直な軸周りに１８０度以
上の操舵角を有して前記操舵翼を駆動する駆動装置とを
備えたものである。

【００２５】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、機体前部に配設され、機体軸に対して
垂直にガスを噴射し、機体の姿勢を制御する小型推進装
置とを備えたものである。

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１、図２、図
３、図４、図５および図６を用いてこの発明に係る実施
の形態１について説明する。図１はこの実施の形態にお
ける誘導飛しょう体３０の構成要素を示す図であり、図
１（ａ）は機体６の側方から見た図、図１（ｂ）は機体
６の後方から見た図を示す。図において、３１は機体６
の後部（図の右側）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操舵翼を示す。格子操舵翼３１は
機体６の胴体外周を機軸方向から見て４等分する各位置
に１枚づつ計４枚が一組となって装着される。

【００２６】図２は誘導飛しょう体３０の格子操舵翼３
１を駆動する操舵翼駆動装置３２の内部構成を示すもの
である。従来の誘導飛しょう体１に備えられた操舵装置
１５と異なり、操舵駆動部１７の動力をヒンジ軸１９に
伝達するアーム１８がなく、操舵駆動部１６とヒンジ軸
１９が直接繋がっており、動力を伝達している。これ
は、格子操舵翼３１が平板操舵翼１０に比べて、駆動す
るために必要なトルクが小さいためである。したがっ
て、構成上は格子操舵翼３１の舵角の制限はない。

【００２７】ここで、図３により格子操舵翼３１の操舵
トルク特性について説明する。図３は格子操舵翼３１と
平板操舵翼１０の断面の様子を示す図であり、図３
（ａ）は格子操舵翼３１の断面、図３（ｂ）は平板操舵
翼１０の断面をそれぞれ示す。図において、Ｎａは格子
操舵翼３１を構成する翼素の揚力の総和、Ｘａはヒンジ
軸１８の位置からＮａの着力点までの距離、Ｎｂは平板
操舵翼１０の揚力、Ｘｂはヒンジ軸１８の位置からＮｂ
の着力点までの距離を示す。

【００２８】図３（ａ）より格子操舵翼３１に必要な操
舵トルクＴａは数３のようになる。

【００２９】

【数３】

【００３０】一方、図３（ｂ）より平板操舵翼１０に必
要なトルクＴｂは数４のようになる。

【００３１】

【数４】

【００３２】格子操舵翼３１の場合、構成する翼素の気
流方向の長さが平板操舵翼１０の気流方向の長さに比べ
て非常に短いため、ヒンジ軸１８の位置からＮａの着力
点までの距離Ｘａもヒンジ軸１８の位置からＮｂの着力
点までの距離Ｘｂに比べて非常に小さくなる。したがっ
て格子操舵翼３１に必要な操舵トルクＴａは平板操舵翼
１０に必要なトルクＴｂに比べて非常に小さくなる。

【００３３】

【数５】

【００３４】図４は誘導飛しょう体３０の機体の姿勢を
制御させる制御系を示したものである。この実施の形態
においては、推力偏向装置１４が無く、推力偏向角指令
計算回路２４を必要としないため、従来に比べて単純化
されており、メンテナンスの負担が軽減される。

【００３５】次に誘導飛しょう体３０が、母機２から発
射されてから前方目標体３、側方目標体４および後方目
標体５に会合するまでの誘導過程について説明する。図
５において、３３は、誘導飛しょう体３０が目標を捕捉
するために操舵格子翼３１の操舵によって方向転換して
いる段階、３４は方向転換し側方目標体４の位置する方
向にシーカ部８を向けた段階、３５はさらに方向転換し
後方目標体５の位置する方向にシーカ部８を向けた段階
を示す。段階３４においては、誘導飛しょう体３０は速
度Ｖｆでほぼ横滑で飛しょうする状態、即ち気流に対し
て９０度近い迎角をとっている状態である。また、段階
３５においては、誘導飛しょう体３０は速度Ｖｇで後向
きに飛しょうする状態、即ち気流に対して１８０度近い
迎角をとっている状態である。

【００３６】図６は誘導飛しょう体３０に作用する空力
的なモーメントを示す図であり、図６（ａ）は気流に対
する迎角が比較的小さい段階２５および段階３５の場
合、図６（ｂ）は迎角が比較的大きい段階３４の場合を
それぞれ示す。

【００３７】図６（ａ）において、Ｎ３は格子操舵翼３
１の揚力、ΔＮ３は舵角δによる格子操舵翼３１の揚力
変化、Ｘｃ３は重心ＣＧ１から格子操舵翼３１の空力中
心までの距離を示す。このとき、重心ＣＧ１周りの回転
モーメントＭａは数６に示すようになり、格子操舵翼３
１を操舵して揚力変化ΔＮ３を制御することで、誘導飛
しょう体３０の姿勢を制御することが可能となる。

【００３８】

【数６】

【００３９】一方、迎角αが比較的大きい図６（ｂ）に
おいて、格子操舵翼３１の舵角δは平板操舵翼１０とは
異なり制限されないため、気流Ｖａｉｒに対する格子操
舵翼３１の迎角を小さくすることができる。したがって
重心ＣＧ１周りの回転モーメントＭｂは数７に示すよう
になり、格子操舵翼３１を操舵して揚力変化ΔＮ３を制
御することで、誘導飛しょう体３０の姿勢を制御するこ
とが可能となる。

【００４０】

【数７】

【００４１】したがって、従来の誘導飛しょう体１と比
較して、実施の形態１の場合は目標体を捕捉するのに大
きく旋回する必要が無く、その分捕捉までの時間が短縮
される。

【００４２】実施の形態２．図７および図８を用いてこ
の実施の形態２について説明する。図７はこの実施の形
態における誘導飛しょう体３０の構成要素を示す図であ
る。図において、３６は機体６の前部（図の左側）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操
舵翼を示す。格子操舵翼３６は機体６の胴体外周を機軸
方向から見て４等分する各位置に１枚づつ計４枚が一組
となって装着される。また、他はこの発明に係わる実施
の形態１と同様である。

【００４３】ここで誘導飛しょう体３０が、母機２から
発射されてから前方目標体３、側方目標体４および後方
目標体５に会合するまでの誘導過程の中で、目標を捕捉
するために方向転換した状態における、誘導飛しょう体
３０に作用する空力的なモーメントについて説明する。

【００４４】図８は誘導飛しょう体３０に作用する空力
的なモーメントを示す図であり、図８（ａ）は気流に対
する迎角が比較的小さい段階２５および段階３５の場
合、図８（ｂ）は迎角が比較的大きい段階３４の場合を
それぞれ示す。

【００４５】図８（ａ）において、Ｎ４は格子操舵翼３
６の揚力、ΔＮ４は舵角δによる格子操舵翼３６の揚力
変化、Ｘｃ４は重心ＣＧ１から格子操舵翼３６の空力中
心までの距離を示す。このとき、重心ＣＧ１周りの回転
モーメントＭａは数８に示すようになり、格子操舵翼３
１と格子操舵翼３６を同時に操舵して揚力変化ΔＮ３と
ΔＮ４を制御することで、誘導飛しょう体３０の姿勢を
制御することが可能となる。

【００４６】

【数８】

【００４７】一方、迎角αが比較的大きい図８（ｂ）に
おいて、格子操舵翼３６の舵角δは格子操舵翼３１と同
様に制限されないため、気流Ｖａｉｒに対する格子操舵
翼３６の迎角を小さくすることができる。したがって重
心ＣＧ１周りの回転モーメントＭｂは数９に示すように
なり、格子操舵翼３１と格子操舵翼３６を同時に操舵し
て揚力変化ΔＮ３とΔＮ４を制御することで、誘導飛し
ょう体３０の姿勢を制御することが可能となる。

【００４８】

【数９】

【００４９】したがって、実施の形態１の場合と比較し
て、実施の形態２の場合は、格子操舵翼３６の揚力変化
分ΔＮ４によって姿勢制御の応答が良くなり、図５の段
階３３における方向転換にかかる時間が短くなるため、
その分、目標体捕捉までの時間が短縮される。

【００５０】実施の形態３．図９、図１０、図１１およ
び図１２を用いてこの実施の形態３について説明する。
図９はこの実施の形態における誘導飛しょう体３０の構
成要素を示す図である。図において、３７は機体６の前
部（図の左側）に設けられ、機体軸に対して垂直にガス
を噴射し、その反力で機体の姿勢を制御することを可能
とする小型推進装置（サイドスラスタ装置）を示す。サ
イドスラスタ装置３７は機体６の胴体外周を機軸方向か
ら見て放射状に等分する位置に配置している。また、他
はこの発明に係わる実施の形態１と同様である

【００５１】図１０は誘導飛しょう体３０の機体の姿勢
を制御させる制御系を示したものである。この実施の形
態においては、サイドスラスタ制御回路３８で、航法計
算回路２１、慣性装置２０およびゲイン計算回路２２の
データから、誘導飛しょう体１が目標体３、４および５
に会合するまでの所定の航法を実現するためのサイドス
ラスタ噴射司令を計算する。この噴射指令はサイドスラ
スタ装置３７に出力され、適切なタイミングで噴射され
る。

【００５２】次に誘導飛しょう体３０が、母機２から発
射されてから前方目標体３、側方目標体４および後方目
標体５に会合するまでの誘導過程について説明する。図
１１において、３９は、誘導飛しょう体３０が目標を捕
捉するために操舵格子翼３０の操舵およびサイドスラス
タ装置３７の噴射によって方向転換している段階を示
す。

【００５３】図１２は誘導飛しょう体３０に作用する空
力的なモーメントを示す図であり、図８（ａ）は気流に
対する迎角が比較的小さい段階２５および段階３５の場
合、図８（ｂ）は迎角が比較的大きい段階３４の場合を
それぞれ示す。

【００５４】図１２（ａ）において、ΔＦはサイドスラ
スタ装置３７の噴射による反力、Ｘｃ５は重心ＣＧ１か
らサイドスラスタ装置３７の位置までの距離を示す。こ
のとき、重心ＣＧ１周りの回転モーメントＭａは数１０
に示すようになり、格子操舵翼３１操舵による揚力変化
ΔＮ３とサイドスラスタ反力ΔＦを制御することで、誘
導飛しょう体３０の姿勢を制御することが可能となる。

【００５５】

【数１０】

【００５６】一方、迎角αが比較的大きい図１２（ｂ）
において、サイドスラスタ装置３７の噴射による反力
は、気流Ｖａｉｒに対する角度にもほとんど影響されな
い。したがって重心ＣＧ１周りの回転モーメントＭｂは
数１１に示すようになり、格子操舵翼３１操舵による揚
力変化ΔＮ３とサイドスラスタ反力ΔＦを制御すること
で、誘導飛しょう体３０の姿勢を制御することが可能と
なる。

【００５７】

【数１１】

【００５８】したがって、実施の形態１の場合と比較し
て、実施の形態３の場合は、サイドスラスタ装置３７の
噴射による反力ΔＦによって姿勢制御の応答が良くな
り、図１１の段階３９における方向転換にかかる時間が
短くなるため、その分、目標体捕捉までの時間が短縮さ
れる。

【００５９】

【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。

【００６０】第１の発明によれば、平板操舵翼に比べて
操舵トルクの小さい格子操舵翼によって１８０度以上の
操舵角を実現し、機体軸に対して垂直方向の気流中にお
いても姿勢制御を可能とすることにより、従来の誘導飛
しょう体と比較して、発射もしくは投下されてから目標
体を捕捉するまでの時間が短縮され、射程が延伸される
誘導飛しょう体を得ることができる。

【００６１】第２の発明によれば、平板操舵翼に比べて
操舵トルクの小さい格子操舵翼を二組使用することによ
り、第１の発明の誘導飛しょう体と比較して、発射もし
くは投下されてから目標体を捕捉するまでの時間がさら
に短縮され、射程が延伸される誘導飛しょう体を得るこ
とができる。

【００６２】第３の発明によれば、操舵トルクの小さい
格子操舵翼とサイドスラスタ装置を使用することによ
り、第１の発明の誘導飛しょう体と比較して、発射もし
くは投下されてから目標体を捕捉するまでの時間がさら
に短縮され、射程が延伸され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】 この発明の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】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける操舵駆動部の構成図である。

【図３】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける操舵翼の特性を示す図である。

【図４】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける制御系の構成図である。

【図５】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１の
挙動を示す図である。

【図６】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける空力的なモーメントを示す図である。

【図７】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態２を
示す構成図である。

【図８】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態２に
おける空力的なモーメントを示す図である。

【図９】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態３を
示す構成図である。

【図１０】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態３
における制御系の構成図である。

【図１１】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態３
の挙動を示す図である。

【図１２】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態３
における空力的なモーメントを示す図である。

【図１３】 誘導飛しょう体システムの概念を示す図で
ある。

【図１４】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図であ
る。

【図１５】 従来の誘導飛しょう体の操舵駆動部の構成
図である。

【図１６】 従来の誘導飛しょう体の制御系の構成図で
ある。

【図１７】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１８】 従来の誘導飛しょう体における空力的なモ
ーメントを示す図である。

【符号の説明】

１ 従来の誘導飛しょう体 ２ 母機 ３ 前方目標体 ４ 側方目標体 ５ 後方目標体 ６ 機体 ７ 誘導装置 ８ シーカ部 ９ ドーム １０ 平板操舵翼 １１ 前翼 １２ 推進装置 １３ ノズル １４ 推力偏向装置 １５ ベーン １６ 操舵翼駆動装置 １７ 操舵駆動部 １８ アーム １９ ヒンジ軸 ２０ 慣性装置 ２１ 航法計算回路 ２２ ゲイン計算回路 ２３ 舵角司令計算回路 ２４ 推力偏向角指令計算回路 ２５ 誘導飛しょう体が速度Ｖａで飛しょうする段階 ２６ 誘導飛しょう体が速度Ｖｂで飛しょうする段階 ２７ 誘導飛しょう体が速度Ｖｃで飛しょうする段階 ２８ 誘導飛しょう体が速度Ｖｄで飛しょうする段階 ２９ 誘導飛しょう体が速度Ｖｅで飛しょうする段階 ３０ 誘導飛しょう体 ３１ 格子操舵翼 ３２ 操舵翼駆動装置 ３３ 誘導飛しょう体が方向転換している状態 ３４ 誘導飛しょう体が方向転換して側方目標体に向い
た状態 ３５ 誘導飛しょう体が方向転換して後方目標体に向い
た状態 ３６ 格子操舵翼 ３７ サイドスラスタ装置 ３８ サイドスラスタ制御回路 ３９ 誘導飛しょう体が方向転換している状態

Claims (3)

【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、任意方向
   の目標に向けて飛しょう可能な誘導飛しょう体におい
   て、複数の平面翼を格子状に交差させて成る一体の格子
   翼を、機体後方の胴体外周に等間隔に複数配置した操舵
   翼と、機体軸に垂直な軸周りに１８０度以上の操舵角を
   有して前記操舵翼を駆動する駆動装置とを備えた誘導飛
   しょう体。
2. 【請求項２】 複数の平面翼を格子状に交差させて成る
   一体の格子翼を、機体前方の胴体外周に等間隔に複数配
   置した操舵翼と、機体軸に垂直な軸周りに１８０度以上
   の操舵角を有して前記操舵翼を駆動する駆動装置とを備
   えたことを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
3. 【請求項３】 機体前部に配設され、機体軸に対して垂
   直にガスを噴射し、機体の姿勢を制御する小型推進装置
   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。