JP2005155953A

JP2005155953A - 誘導飛しょう体

Info

Publication number: JP2005155953A
Application number: JP2003391681A
Authority: JP
Inventors: Koichi Sato; 幸一佐藤
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2003-11-21
Filing date: 2003-11-21
Publication date: 2005-06-16

Abstract

【課題】従来のサイドスラスタを用いる誘導飛しょう体においては、通常、機体のピッチ・ヨー方向の旋回制御を行うために、４方向のスラスタノズルを有し、所望の加速度発生方向と反対方向のノズルから高圧ガスを噴射するが、スラスタ噴流はその風下側の機体及び後翼と空力的に干渉して後翼による制御力が低下したり、空気の流れをさえぎることによる機体表面の圧力低下により所望の方向とは逆方向に力が発生し、旋回加速度を低下させる問題があった。
【解決手段】機体の円周方向に８つのスラスタノズル２を設け、旋回加速度発生方向と逆方向にある２つのノズルから、その方向に対して斜め方向にガスを噴射することにより、空力干渉による悪影響が小さく抑えつつ、それらの推力の合力によって所望の旋回加速度を発生させる。
【選択図】図２

Description

この発明は、機体の横方向に高圧ガスを噴射するサイドスラスタを用いて、所望の方向に旋回制御する誘導飛しょう体に関する。

誘導飛しょう体の旋回加速度応答特性を向上させるために、サイドスラスタを用いる方法がある。しかしながら、サイドスラスタを用いる飛しょう体においては、スラスタのガス噴流が機体後方に空力的に干渉し、スラスタ推力の効果が低減することが知られている（例えば、非特許文献１参照）。
これに対し、サイドスラスタを備えた従来の飛しょう体では、機体後方の２枚または３枚の翼の位置を、ガス噴流と空力的に干渉し難い位置に配置するように構成していた（例えば、特許文献１参照）。このような飛しょう体は、機体の制御系と組み合わせて積極的に空力干渉を低減させるようなものではなく、機体の応答特性を向上させるには不十分であった。

特開平０６−１４７７９９（第２２乃至２３段落、及び図３） B.Srivastava, "Latelal Jet Control of a Supersonic Missile:Computational and Experimental Comparisons", AIAA Paper 97-0639, at the AIAA 35th Aerospace Sciences Meeting, Reno, NV, Jan.6-10, 1997

サイドスラスタを備えた飛しょう体においては、通常、機体のピッチ・ヨー方向の旋回制御を行うために、機体の周囲４方向にスラスタノズルを配置して、所望の加速度発生方向と反対方向のノズルから高圧ガスを噴射する。

しかしながら、サイドスラスタから噴出されるガス噴流（以下、スラスタ噴流）は、その風下側の機体及び後翼と空力的に干渉して後翼による制御力が低下したり、空気の流れをさえぎることによって機体表面の圧力が低下し、所望の方向とは逆方向に力が発生して、旋回加速度を低下させるという問題があった。
特に、ノズル位置が機体重心より前にある場合には、サイドスラスタの噴射とともに迎角が発生し、スラスタ噴流が機体にあたりやすくなるため、その影響が更に大きくなっていた。

この発明は係る課題を解決するために成されたものであり、サイドスラスタから噴射されるガス噴流と機体及び後翼との空力的な干渉を抑えて、誘導飛しょう体の旋回加速度を向上させることを目的とする。

この発明による誘導飛しょう体は、機体と、前記機体の周方向に等間隔で配置され、サイドスラスタを成す、少なくとも８個以上の複数のスラスタノズルと、前記複数のスラスタノズルのうち、所望の旋回加速度発生方向に対して正反対の方向と鋭角を成す向きを、噴射方向とする一対のスラスタノズルから、ガス噴流を噴射させる制御部とを備えたものである。

この発明によれば、サイドスラスタから噴射されるガス噴流と機体及び後翼との空力的な干渉による影響を低減するという効果を奏する。

実施の形態１．
以下、図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は実施の形態１による誘導飛しょう体のスラスタを噴射した旋回制御時の状況を説明している。飛しょう体１は、前翼４、後翼５、スラスタノズル２を備えて構成される。
前翼４は機体外周の円周方向に等間隔で４枚配置され固定されている。後翼５は前翼４及び機体の重心位置７よりも機体後方に設けられ、機体外周の円周方向に等間隔で４枚配置されており、操舵可能に構成されている。機体後部には、図示しないロケットモータが設けられ、機体の機軸方向２０に推進力を与える。スラスタノズル２は機体の円周方向に等間隔で、好適には８つ（もしくはそれ以上の複数個）設けられ、前翼４の後縁部周囲に配置されて、サイドスラスタを構成している。また、機体内部には、図示しない機体制御装置が配置されて機体の運動を制御する。機体制御は、サイドスラスタの噴射を制御するスラスタ制御部と後翼５の操舵を駆動する操舵制御部で構成される。なお、前翼４が操舵翼であっても良いことは言うまでもない。

飛しょう体１は機体外部から誘導指令を受けると、機体制御装置のスラスタ制御部がサイドスラスタを噴射制御して、所望の旋回加速度方向に機軸直交方向の加速度を発生させる。これによって、飛しょう体１の機体が重心７を中心として旋回動作する。このとき、８つのスラスタノズル２のうち、旋回加速度発生方向と逆方向にある２つのスラスタノズル２からガス噴流を噴射することにより、それらの推力の合力によって機体に旋回加速度を発生させる。

スラスタノズル２から噴射されたスラスタ噴流３は、気流にしたがって機体後方に流れる。機体後方の胴体や後翼に当たったり機体表面の気流をさえぎると、空力干渉による不要な力が発生し、所望の旋回が困難になるなどの悪影響がある。上述したように、従来の飛しょう体では、旋回加速度発生方向と逆方向にあるスラスタノズルからガスを噴射するため、そのスラスタ噴流３が機体後方に当たりやすいという欠点があった。しかしながら、この実施の形態による誘導飛しょう体では、スラスタノズル２から斜め外側方向に噴射するため、スラスタ噴流３は機体の外側に流れ、空力干渉による悪影響が小さくなる。

この旋回時の状況を、機体後方から前方を見た図である図２（ａ）、（ｂ）を用いて更に詳細に説明する。図２において８つのスラスタノズルを２ａから２ｈとして示している。

図２（ａ）は所望の旋回加速度発生方向がピッチ軸回りに正方向（上方向）の場合である。このときスラスタノズル２ｄ、２ｅの２つを噴射して発生した推力６の合力によって旋回加速度を発生することができる。一対のスラスタノズル２ｄ、２ｅは、旋回加速度発生方向に対して正反対の方向から鋭角を成して傾斜した位置に、旋回加速度発生方向に対して正負が反対で同じ大きさの角度を成して配置されている。ここで、スラスタ噴流３は加速度発生方向に対して斜め方向に噴射されているため、機体の外側に流れて機体後方に当たりにくくなる。

図２（ｂ）は所望の旋回加速度方向がピッチ軸、ヨー軸回りにそれぞれ正方向で右斜め上２２．５度方向の場合である。このときは、旋回加速度発生方向と逆方向にあるスラスタノズル２ｅを敢えて使わずに、一対のスラスタノズル２ｄ、２ｆの２つを噴射して発生した推力６の合力によって旋回加速度を発生させる。このスラスタノズル２ｄ、２ｆも、旋回加速度発生方向に対して正反対の方向から鋭角を成して傾斜した位置に、旋回加速度発生方向に対して正負が反対で同じ角度を成して配置されている。この場合も、スラスタ噴流３は加速度発生方向に対して斜め方向に噴射されているため、機体の外側に流れて機体後方に当たりにくくなる。

このように、旋回加速度発生方向に応じて、その方向と逆方向にあるノズルを使わずに、常にその方向に対して斜め方向にあるスラスタノズルから噴射することによって空力干渉による影響を低減し、良好な機体の姿勢制御を行うことができる。

実施の形態２．
次に本発明にかかる別の実施の形態として、更にスラスタを効果的に用いる形態について説明する。
図１に示すように、スラスタノズルが機体の重心より前にある場合には、スラスタ噴射によるモーメントによって機体が回転し迎角が生ずる。この迎角が小さい場合には、スラスタ噴流３は機体表面から十分離れたところを流れていくため空力干渉も小さいが、迎角が大きくなるといったん離れた噴流が戻ってくるため空力干渉が大きくなる。

したがって、本実施の形態２においては、図３（ａ）に示すように迎角が所定角度よりも小さい場合、すなわち迎角が所定角度に達する前には、所望の旋回加速度方向と逆方向にあるスラスタノズル２ｅも使う。また、図３（ｂ）に示すように迎角が所定角度よりも大きくなった場合、すなわち迎角が所定角度に達した後には、スラスタノズル２ｅからのスラスタ噴射を停止もしくは噴射ガス量を小さくして、スラスタノズル２ｅを有効に使わずにスラスタノズル２ｄ、２ｆだけを使う。このように、スラスタ制御部は迎角の大きさによってスラスタノズルを切換える機能を持つ。これにより、発生する推力の合力が大きくなり、より大きな旋回加速度を発生できるという効果がある。なお、図３（ａ）（ｂ）は機体後方から見た図を示す。

実施の形態３．
次に本発明にかかる別の実施の形態として、図４を用いて更にスラスタを効果的に用いる形態について説明する。
図４（ａ）において、説明を簡単にするためにピッチ、ヨー軸が−４５度回転した状態で示している。所望の旋回加速度方向がピッチ軸、ヨー軸回りにそれぞれ正方向で上４５度方向の場合である。このとき、実施の形態１においては、加速度発生方向と逆方向にあるスラスタノズル２ｅと２ｆの２つを使っていた。

しかし本実施の形態３では、スラスタ制御部は、更に前翼の後縁部周囲の機体外周において、スラスタノズル２ｅおよび２ｆに夫々隣接する、スラスタノズル２ｄおよび２ｇも使ってスラスタの制御を行う。このとき、そのスラスタノズル２ｄと２ｇの前上方にある前翼４には、ガスの噴射によって生じた圧力による揚力１０が発生するため、より大きな旋回加速度を発生させる効果がある。なお、スラスタノズル２ｄと２ｅ、及びスラスタノズル２ｇと２ｆは、加速度発生方向とは正反対の側の機体外周で、各々２つの前翼４に挟まれて配置されている。

図４（ｂ）にこのときの状況を機体の左方から見た図を示し、更に説明する。スラスタ制御部がスラスタノズル２ｇからガスを噴射させると、気流をさえぎることになり、ノズルの上流側は圧力が高くなりノズル前方高圧部１１を生じ、反対にノズルの下流側は圧力が低くなってノズル後方低圧部１２を生じる。

したがって、スラスタノズル２を前翼４の後縁付近の位置に設置することにより、前翼４の下側の圧力が上側に比べて高くなり、圧力差が生じるため揚力１０が発生する。この揚力１０は所望の加速度発生方向の成分を持つため、推力６との合力によって、更に大きな旋回加速度を得ることができるという効果がある。
なお、このような効果はスラスタノズルを後翼５の後縁付近に設置しても得られるが、その場合は発生するモーメントの方向が旋回加速度発生方向と逆になるため効率的ではない。

実施の形態４．
次に本発明にかかる別の形態として、従来と同様にスラスタノズル２の個数が４つである形態について図５を用いて説明する。
図５（ａ）は、所望の旋回加速度発生方向が上方向であり、旋回開始直後で迎角が十分小さい場合の状態を示す。このときは、スラスタ制御部は４つのスラスタノズルのうち旋回加速度発生方向と逆方向にあるスラスタノズル２ｋを使ってスラスタ噴流を出力する。迎角が所定角度よりも小さい場合は、スラスタ噴流３は機体後方へ当たりにくいため、空力干渉による悪影響が小さく推力６を有効に利用できる。

この誘導飛しょう体が旋回を継続し、迎角が所定角度よりも大きくなってきた場合には、図５（ｂ）に示すように、操舵制御部は（前翼４または）後翼５を操舵することによって機体をロール回転させる。また、スラスタ制御部は旋回加速度発生方向の線上周辺に対して正負が反対で同じ大きさの角度分だけ斜め方向にあって、旋回加速度発生方向の正反対方向から鋭角を成す向きを噴射方向とするスラスタノズル２ｊと２ｋを動作させてスラスタ噴流を出すことにより、スラスタ噴流３が及ぼす空力干渉による悪影響を低減できる。

このように、本実施の形態４においては、迎角に応じて機体のロール回転と使用するスラスタノズルの切替を行うことにより、従来と同様にスラスタノズルを４つ持つだけで済み、スラスタノズルを８つ持つ場合に比べて簡単で低価格に、サイドスラスタを実現できる効果がある。
勿論、スラスタノズル２の個数が５つ以上であっても良いことは言うまでもない。

この発明の実施の形態１による誘導飛しょう体のスラスタを噴射した旋回制御時の状況を説明する図である。この発明の実施の形態１による誘導飛しょう体の旋回方向とスラスタ噴射パターンを説明する図である。この発明の実施の形態２による誘導飛しょう体の旋回方向と動作の状況を説明する図である。この発明の実施の形態３による誘導飛しょう体の旋回方向と動作の状況を説明する図である。この発明の実施の形態４による誘導飛しょう体の旋回方向と動作の状況を説明する図である。

符号の説明

１誘導飛しょう体、２スラスタノズル、３スラスタ噴流、４前翼、５後翼、６すラスタ推力、７重心、１０翼の揚力、１１ノズル前方高圧部、１２ノズル後方低圧部。

Claims

機体と、
前記機体の周方向に等間隔で配置され、サイドスラスタを成す、少なくとも８個以上の複数のスラスタノズルと、
前記複数のスラスタノズルのうち、所望の旋回加速度発生方向に対して正反対の方向と鋭角を成す向きを、噴射方向とする一対のスラスタノズルから、ガス噴流を噴射させる制御部と
を備えた誘導飛しょう体。
前記制御部は、前記機体の迎角が所定角度に達する前に、旋回加速度発生方向の線上にあるノズルからもスラスタ噴流を噴射させ、前記機体の迎角が所定角度に達した後に、当該ノズルからのガス噴流を停止させることを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
機体外周に設けられた４枚の前翼を備え、
前記スラスタノズルは前記前翼の後縁部周囲の機体外周に設けられ、
前記制御部は、機体周囲における所望の旋回加速度発生方向とは反対側の外周に面した少なくとも２つ以上のスラスタノズルから、ガス噴流を噴射させることを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
機体と、
前記機体の周方向に等間隔で４つ以上配置され、サイドスラスタを成す複数のスラスタノズルと、
前記機体の迎角が所定角度よりも小さい場合に、所望の旋回加速度発生方向の線上周辺のスラスタノズルから、ガス噴流を噴射させるとともに、
前記機体の迎角が所定角度よりも大きくなった場合に、前記機体をロール回転させて、前記複数のスラスタノズルのうち、所望の旋回加速度発生方向の正反対方向から鋭角を成す向きを噴射方向とする一対のスラスタノズルから、ガス噴流を噴射させる制御部と
を備えた誘導飛しょう体。