JP2012057850A

JP2012057850A - 飛翔体

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Publication number: JP2012057850A
Application number: JP2010200597A
Authority: JP
Inventors: Hideki Tanaka; 秀樹田中
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2010-09-08
Filing date: 2010-09-08
Publication date: 2012-03-22
Anticipated expiration: 2030-09-08
Also published as: JP5748433B2

Abstract

【課題】単純な機構により、飛翔体の飛翔方向または姿勢を制御できるようにする。
【解決手段】空気中を飛翔する飛翔体１０であって、飛翔用の推進力を発生させる推進装置３と、推進装置が固定された本体５と、本体の中心軸回りに本体に対して回転自在に設けられた制御翼７ａ、７ｂと、制御翼を本体に対して固定させるように動作可能な翼固定装置と、を備える。飛翔中において、制御翼は、空気から受ける中心軸回りの空気力により回転し、翼固定装置により本体に固定されると、空気力を本体に伝達する。
【選択図】図１

Description

本発明は、例えばロケット等の飛翔体に関する。

ロケットやミサイル等の飛翔体は、例えば、細長い円筒形の胴体と、推進力を発生させる推進装置と、飛翔を安定させるために胴体の後端部に設けられた複数の尾翼などを備える。

飛翔体の向きを調節するために、胴体における例えば前方側部分に操舵翼を設けることが提案されている。この操舵翼をアクチュエータにより動作させることで、飛翔体の向きを調節することができる。このような操舵翼は、例えば、下記の非特許文献１や特許文献１に記載されている。

特開２００７−３０６７１５号公報Ｊａｎｅ’ｓＡｒｍｏｕｒａｎｄＡｒｔｉｌｌｅｒｙ２００８−２００９ｐａｇｅ１０２６

しかし、上述したアクチュエータは、複雑な機構を有し、各操舵翼毎にアクチュエータが必要であるため、コストがかかる。

そこで、本発明の目的は、単純な機構により、飛翔体の飛翔方向または姿勢を制御できるようにすることにある。

上述の目的を達成するため、本発明によると、空気中を飛翔する飛翔体であって、
飛翔用の推進力を発生させる推進装置と、
該推進装置が固定された本体と、
本体の中心軸回りに本体に対して回転自在に設けられた制御翼と、
前記制御翼を本体に対して固定させるように動作可能な翼固定装置と、を備え、
飛翔中において、前記制御翼は、前記空気から受ける前記中心軸回りの空気力により回転し、翼固定装置により本体に固定されると、前記空気力を前記本体に伝達する、ことを特徴とする飛翔体が提供される。

本発明の好ましい実施形態によると、前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１の制御翼は、前記中心軸を回る第１の周方向に前記空気力を受け、第２の制御翼は第１の周方向と逆向きの第２の周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
飛翔体は、第１および第２の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１および第２の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１および第２の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える。

本発明の別の実施形態によると、前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を回る同じ周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
飛翔体は、第１および第２の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１および第２の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１および第２の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える。

本発明の別の実施形態によると、前記制御翼として、第１、第２、第３および第４の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を回る第１の周方向に前記空気力を受けるように構成され、第３および第４の制御翼は第１の周方向と逆向きの第２の周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
飛翔体は、第１、第２、第３および第４の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１、第２、第３および第４の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１、第２、第３および第４の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える。

本発明の別の実施形態によると、飛翔体は、前記中心軸回りに本体に対して回転自在に設けられた回転外殻を備え、
前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、前記中心軸を回る同じ周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を基準に互いに正反対に位置するように同じ前記回転外殻に固定されており、
前記翼固定装置は、前記回転外殻を本体に対して固定することで、第１および第２の制御翼を本体に対して固定する。

上述した本発明によると、本体の中心軸回りに本体に対し回転自在に設けられた制御翼と、前記制御翼を本体に対して固定させるように動作可能な翼固定装置と、を設け、飛翔中において、前記制御翼は、翼固定装置により本体に固定されると、中心軸回りの空気力を前記本体に伝達する。これにより、飛翔体の飛翔方向または姿勢を制御することが可能となる。
従って、制御翼を回転自在にする構成や翼固定装置などの単純な機構により、飛翔体の飛翔方向または姿勢を制御することが可能となる。

本発明の第１実施形態による飛翔体の構成図である。図１の飛翔体の縦断面図である。図１（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図に相当するが、第１実施形態による制御翼の作用を説明する図である。本発明の第２実施形態による飛翔体の構成図である。図４（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図に相当するが、第２実施形態による制御翼の作用を説明する図である。本発明の第３実施形態による飛翔体の構成図である。図６の飛翔体の縦断面図である。図１（６）のＢ−Ｂ矢視図に相当するが、第３実施形態による制御翼の作用を説明する図である。本発明の第４実施形態による飛翔体の構成図である。図９の飛翔体の縦断面図である。

本発明の好ましい実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

［第１実施形態］
図１（Ａ）は、本発明の第１実施形態による飛翔体１０の全体を示す。図１（Ｂ）は、図１（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図であるが、飛翔体１０の前方側部分のみを示す。図２は、飛翔体１０の中心軸Ｃを含む仮想平面による飛翔体１０の部分断面図である。

図１の例では、飛翔体１０は、空気中を飛翔するロケットである。飛翔体１０は、推進装置３、本体５、および制御翼７ａ、７ｂを備える。

推進装置３は、飛翔体１０に飛翔用の推進力を発生させる。推進装置３は、本体５内部に設けられ、固体燃料または液体燃料を推進剤として用いるロケットモータである。推進装置３は、推進剤が収容されたモータケース３ａと、推進剤の燃焼により発生する燃焼ガスを飛翔体１０の後方へ噴出するノズル３ｂとを有する。

本体５には、推進装置３（すなわち、モータケース３ａやノズル３ｂ）が固定されている。本体５は、ロケットの非回転外殻５ｂと、非回転外殻５ｂと一体的に結合している後述の中心軸部５ａと、を有する。なお、非回転外殻５ｂの後端部には、飛翔体１０の飛翔を安定させる複数の尾翼５ｃが設けられている。この例では、各尾翼５ｃは、駆動されず、一定の姿勢を維持するように非回転外殻５ｂに固定されている。

制御翼７ａ、７ｂは、本体５の中心軸Ｃ（すなわち、図２の中心軸部５ａ）の回りに本体５に対して回転自在に本体５に設けられる。第１実施形態では、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、本体５の中心軸Ｃと平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられている。なお、中心軸Ｃは、飛翔体１０自体の中心軸でもある。
第１の制御翼７ａは、飛翔体１０の飛行中に、中心軸Ｃを回る第１の周方向（図１（Ｂ）において反時計回りの方向）に空気力Ｆａを受けるように構成されている。第２の制御翼７ｂは、飛翔体１０の飛行中に、第１の周方向と逆向きの第２の周方向（図１（Ｂ）において時計回りの方向）に空気力Ｆｂを受けるように構成されている。
第１実施形態では、制御翼７ａ、７ｂは、飛翔体１０の前方側部分に設けられる。

各制御翼７ａ、７ｂ毎に、図２のように、回転フレーム１３、軸受構造１５、回転外殻１７、および翼固定装置１９が設けられる。

回転フレーム１３は、軸受構造１５を介して中心軸部５ａに取り付けられることで、中心軸部５ａに対し中心軸Ｃ回りに回転自在となっている。

軸受構造１５は、中心軸部５ａに直接または間接的に取り付けられる。軸受構造１５は、半径方向（中心軸Ｃに対する半径方向。以下同様）に回転フレーム１３の荷重を受けるラジアル軸受１５ａと、軸方向（中心軸Ｃと平行な方向。以下同様）に回転フレーム１３の荷重を受けるスラスト軸受１５ｂとを有する。

回転外殻１７は、回転フレーム１３に一体的に結合されており、回転フレーム１３と共に中心軸Ｃ回りに回転自在となっている。回転外殻１７から半径方向外側に延びるように制御翼７ａ、７ｂは回転外殻１７に固定されている。これにより、制御翼７ａ、７ｂは、回転フレーム１３および回転外殻１７と共に中心軸Ｃ回りに回転自在となっている。各回転外殻１７に制御翼７ａまたは７ｂが１つだけ固定されている。

翼固定装置１９は、制御翼７ａ、７ｂを本体５に対して固定させるように動作するブレーキ装置である。図２の例では、翼固定装置１９は、回転フレーム１３に固定された被制動部１３ａを軸方向に挟み込むように動作することで、制御翼７ａ、７ｂを中心軸部５ａ（本体５）に対して固定させる。好ましくは、各制御翼７ａ、７ｂは、本体５に対して固定されると、大きさが同じで向きが互いに逆である空気力を本体５に伝達するように構成される。
また、翼固定装置１９により制御翼７ａまたは７ｂが本体５に対して固定されていない回転自在状態では、当該制御翼は、本体５に空気力を伝達しないか、または、無視できる程度の大きさの空気力を本体５に伝達する。

中心軸部５ａは、本体５の一部を構成する。中心軸部５ａは、回転外殻１７よりも後方側に位置する非回転外殻５ｂと、回転外殻１７よりも前方側に位置する非回転外殻５ｂとに固定されている。

また、飛翔体１０は、第１および第２の回転角センサ１１ａ、１１ｂと制御装置２０を備える。

第１および第２の回転角センサ１１ａ、１１ｂは、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂに対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼７ａ、７ｂの回転角（中心軸Ｃ回りの回転角）を検出する。回転角センサ１１ａ、１１ｂは、中心軸部５ａに直接または間接的に設置されている。好ましくは、各回転角センサ１１ａ、１１ｂは、中心軸部５ａにおける中心軸Ｃ回り方向の同じ基準位置に、対応する制御翼７ａ、７ｂが位置している時には、同じ値の回転角を出力するように設定されている。

制御装置２０は、翼固定装置１９の制御を行う。すなわち、制御装置２０は、各回転角センサ１１ａ、１１ｂが検出した回転角に基づいて、翼固定装置１９を制御することで第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを互いに独立して所望の回転角で本体５に固定させる。
第１実施形態では、制御装置２０は、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂが中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置するように第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に固定させる制御を行う（例えば、図３を参照）。すなわち、制御装置２０は、中心軸Ｃ回り方向における位置を示す位相差が、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの間で１８０度となるように第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に固定させる制御を行う。

例えば、制御装置２０は、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂに対して次の制御方法Ａ１、Ａ２、Ｂ１、Ｂ２を実行することができる。なお、飛翔体１０は、水平面に対する本体５の姿勢を検出する姿勢センサ２１を備える。

（制御方法Ａ１）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図３（Ａ）のように、中心軸Ｃを基準に、水平方向一方側の上方力作用位置にて第１の制御翼７ａを本体５に固定し、水平方向他方側の上方力作用位置にて第２の制御翼７ｂを本体５に固定する。これにより、各制御翼７ａ、７ｂは、それぞれ、鉛直上向きに空気力Ｆａ、Ｆｂを受けて、当該空気力Ｆａ、Ｆｂを本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ピッチ方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して鉛直上向きに移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が鉛直上方側へ変更させられる。

なお、上方力作用位置は、鉛直上向きの空気力が対象とする制御翼に作用する周方向位置（中心軸Ｃ回りに関する位置。以下同様）である。制御装置２０は、例えば、当該制御翼に対応する回転角センサにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された前記姿勢と、基準回転角および基準姿勢とに基づいて、上方力作用位置に相当する回転角を算出する。基準回転角は、飛翔体１０が水平方向に飛翔中に本体５が水平面に対して中心軸Ｃ回りの基準姿勢を取り、かつ、対象とする制御翼が上方力作用位置に位置している時に、当該制御翼に対応する回転角センサが検出することになる既知の回転角である。

（制御方法Ａ２）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図３（Ｂ）のように、中心軸Ｃを基準に、水平方向一方側の下方力作用位置にて第１の制御翼７ａを本体５に固定し、水平方向他方側の下方力作用位置にて第２の制御翼７ｂを本体５に固定する。これにより、各制御翼７ａ、７ｂは、それぞれ、鉛直下向きに空気力Ｆａ、Ｆｂを受けて、当該空気力Ｆａ、Ｆｂを本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ピッチ方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して鉛直下向きに移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が鉛直下方側へ変更させられる。

なお、下方力作用位置は、鉛直下向きの空気力が対象とする制御翼に作用する周方向位置である。制御装置２０は、当該制御翼に対応する回転角センサにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された前記姿勢と、基準回転角および基準姿勢とに基づいて、下方力作用位置に相当する回転角を算出する。基準回転角は、飛翔体１０が水平方向に飛翔中に本体５が水平面に対して中心軸Ｃ回りの基準姿勢を取り、かつ、対象とする制御翼が下方力作用位置に位置している時に、当該制御翼に対応する回転角センサが検出することになる既知の回転角である。

（制御方法Ｂ１）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図３（Ｃ）のように、中心軸Ｃを基準に、鉛直方向一方側の第１水平力作用位置にて第１の制御翼７ａを本体５に固定し、鉛直方向他方側の第１水平力作用位置にて第２の制御翼７ｂを本体５に固定する。これにより、各制御翼７ａ、７ｂは、それぞれ、第１水平方向（図３（Ｃ）における左方向）に空気力Ｆａ、Ｆｂを受けて、当該空気力Ｆａ、Ｆｂを本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ヨー方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して第１水平方向に移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が第１水平方向へ変更させられる。

なお、第１水平力作用位置は、第１水平方向の空気力が対象とする制御翼に作用する周方向位置である。制御装置２０は、当該制御翼に対応する回転角センサにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された前記姿勢と、基準回転角および基準姿勢とに基づいて、第１水平力作用位置に相当する回転角を算出する。基準回転角は、飛翔体１０が水平方向に飛翔中に本体５が水平面に対して中心軸Ｃ回りの基準姿勢を取り、かつ、対象とする制御翼が第１水平力作用位置に位置している時に、当該制御翼に対応する回転角センサが検出することになる既知の回転角である。

（制御方法Ｂ２）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図３（Ｄ）のように、中心軸Ｃを基準に、鉛直方向一方側の第２水平力作用位置にて第１の制御翼７ａを本体５に固定し、鉛直方向他方側の第２水平力作用位置にて第２の制御翼７ｂを本体５に固定する。これにより、各制御翼７ａ、７ｂは、それぞれ、第２水平方向（図３（Ｄ）における右方向）に空気力Ｆａ、Ｆｂを受けて、当該空気力Ｆａ、Ｆｂを本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ヨー方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して第２水平方向に移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が第２水平方向へ変更させられる。

なお、第２水平力作用位置は、第２水平方向の空気力が対象とする制御翼に作用する周方向位置である。制御装置２０は、当該制御翼に対応する回転角センサにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された前記姿勢と、基準回転角および基準姿勢とに基づいて、第２水平力作用位置に相当する回転角を算出する。基準回転角は、飛翔体１０が水平方向に飛翔中に本体５が水平面に対して中心軸Ｃ回りの基準姿勢を取り、かつ、対象とする制御翼が第２水平力作用位置に位置している時に、当該制御翼に対応する回転角センサが検出することになる既知の回転角である。

［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態による飛翔体１０について説明する。第２実施形態において、以下で説明する以外の点（構成や制御など）は、上述の第１実施形態と同じである。

図４（Ａ）は、第２実施形態による飛翔体１０を示す。図４（Ｂ）は、図４（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。

第２実施形態では、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、飛翔体１０の飛行中に、中心軸Ｃを回る同じ周方向（図４（Ｂ）の例では、この図における反時計回りの方向）に前記空気力を受けるように構成されている。好ましくは、各制御翼７ａ、７ｂは、本体５に対して固定されると、大きさと向きが同じ空気力を本体５に伝達するように構成される。

第２実施形態では、制御装置２０は、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂに対して次の制御方法Ｃ１を実行することができる。

（制御方法Ｃ１）
第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを、図５に示すように、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂが中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置するように第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に固定させる制御を行う。すなわち、制御装置２０は、中心軸Ｃ回り方向における位置を示す位相差が、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの間で１８０度となるように第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に固定させる制御を行う。これにより、本体５を、中心軸Ｃ回りに安定して回転させることができる。

［第３実施形態］
次に、本発明の第３実施形態による飛翔体１０について説明する。第３実施形態において、以下で説明する以外の点（構成や制御など）は、上述の第１実施形態と同じである。

図６（Ａ）は、第３実施形態による飛翔体１０を示す。図６（Ｂ）は、図６（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。図７は、飛翔体１０の中心軸Ｃを含む仮想平面による飛翔体１０の部分断面図である。

第３実施形態では、第１、第２、第３および第４の制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄが設けられ、これらの制御翼は、本体５の中心軸Ｃと平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられている。

第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、飛翔体１０の飛行中に、中心軸Ｃを回る第１の周方向（図６（Ｂ）における反時計回り）に空気力Ｆａ、Ｆｂを受けるように構成されている。第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄは、飛翔体１０の飛行中に、第１の周方向と逆向きの第２の周方向（図６（Ｂ）における時計回り）に空気力Ｆｃ、Ｆｄを受けるように構成されている。

好ましくは、各制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄは、本体５に対して固定されると、大きさが同じ空気力を本体５に伝達するように構成され、かつ、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂと、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄとは、本体５に対して固定されると、向きが逆の空気力を本体５に伝達するように構成される。

各制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄ毎に、回転フレーム１３、軸受構造１５、回転外殻１７、および翼固定装置１９が設けられる。

また、翼固定装置１９により制御翼７ａ、７ｂ、７ｃまたは７ｄが本体５に対して固定されていない回転自在状態では、当該制御翼は、本体５に空気力を伝達しないか、または、無視できる程度の大きさの空気力を本体５に伝達する。

また、飛翔体１０は、第１、第２、第３および第４の回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄを備える。第１、第２、第３および第４の回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄは、第１、第２、第３および第４の制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄに対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄの回転角を検出する。

制御装置２０は、各回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄが検出した回転角に基づいて、翼固定装置１９を制御することで第１、第２、第３および第４の制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄを互いに独立して所望の回転角で本体５に固定させる。
第３実施形態では、制御装置２０は、第１、第２、第３および第４の制御翼７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄのうち、２つの制御翼が中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置するように当該２つの制御翼を本体５に固定させる制御を行う（例えば、図８を参照）。すなわち、制御装置２０は、中心軸Ｃ回り方向における位置を示す位相差が、当該２つの制御翼の間で１８０度となるように当該２つの制御翼を本体５に固定させる制御を行う。この場合、他の２つの制御翼は回転自在にしておくのがよい。

例えば、制御装置２０は、次の制御方法Ａ１０、Ａ２０、Ｂ１０、Ｂ２０、Ｃ１０、Ｃ２０を実行することができる。

（制御方法Ａ１０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ａ）のように、中心軸Ｃを基準に、水平方向一方側の上述した上方力作用位置にて第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの一方（図８（Ａ）の例では、第１の制御翼７ａ）を本体５に固定し、水平方向他方側の上述した上方力作用位置にて第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの一方（図の例では、第３の制御翼７ｃ）を本体５に固定する。これにより、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの前記一方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの前記一方は、それぞれ、鉛直上向きに空気力（図８（Ａ）の例では、Ｆａ、Ｆｃ）を受けて、当該空気力を本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ピッチ方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して鉛直上向きに移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が鉛直上方側へ変更させられる。
この制御方法Ａ１０において、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの他方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの他方を回転自在にしておく。

（制御方法Ａ２０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ｂ）のように、中心軸Ｃを基準に、水平方向一方側の上述した下方力作用位置にて第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの一方（図８（Ｂ）の例では、第１の制御翼７ａ）を本体５に固定し、水平方向他方側の上述した下方力作用位置にて第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの一方（図８（Ｂ）の例では、第３の制御翼７ｃ）を本体５に固定する。これにより、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの前記一方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの前記一方は、それぞれ、鉛直下向きに空気力（図の例では、Ｆａ、Ｆｃ）を受けて、当該空気力を本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ピッチ方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して鉛直下向きに移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が鉛直下方側へ変更させられる。
この制御方法Ａ２０において、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの他方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの他方を回転自在にしておく。

（制御方法Ｂ１０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ｃ）のように、中心軸Ｃを基準に、鉛直方向一方側の上述した第１水平力作用位置にて第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの一方（図８（Ｃ）の例では、第１の制御翼７ａ）を本体５に固定し、鉛直方向他方側の上述した第１水平力作用位置にて第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの一方（図の例では、第３の制御翼７ｃ）を本体５に固定する。これにより、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの前記一方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの前記一方は、それぞれ、第１水平方向（図８（Ｃ）における左方向）に空気力（図８（Ｃ）の例では、Ｆａ、Ｆｃ）を受けて、当該空気力を本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ヨー方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して第１水平方向に移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が第１水平方向へ変更させられる。
この制御方法Ｂ１０において、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの他方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの他方を回転自在にしておく。

（制御方法Ｂ２０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂ、１１ｃ、１１ｄにより検出された回転角と、姿勢センサ２１により検出された本体５の前記姿勢とに基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ｄ）のように、中心軸Ｃを基準に、鉛直方向一方側の上述した第２水平力作用位置にて第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの一方（図８（Ｄ）の例では、第１の制御翼７ａ）を本体５に固定し、鉛直方向他方側の上述した第２水平力作用位置にて第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの一方（図８（Ｄ）例では、第３の制御翼７ｃ）を本体５に固定する。これにより、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの前記一方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの前記一方は、それぞれ、第２水平方向（図８（Ｄ）における右方向）に空気力（図８（Ｄ）の例では、Ｆａ、Ｆｃ）を受けて、当該空気力を本体５に伝達する。これにより、飛翔体１０の前方側部分は、ヨー方向に制御させられる。すなわち、飛翔体１０の前方側部分は、飛翔体１０の後方側部分に対して第２水平方向に移動させられて、飛翔体１０の飛翔方向が第２水平方向へ変更させられる。
この制御方法Ｂ２０において、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの他方と、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄの他方を回転自在にしておく。

（制御方法Ｃ１０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ａ、１１ｂにより検出された回転角に基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ｅ）に示すように、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂが中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置するように第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に固定させる。これにより、上述した制御方法Ｃ１と同様に、本体５を、中心軸Ｃ回り（図８（Ｅ）における反時計回り）に安定して回転させることができる。
この制御方法Ｃ１０において、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄを回転自在にしておく。

（制御方法Ｃ２０）
制御装置２０は、回転角センサ１１ｃ、１１ｄにより検出された回転角に基づいて、翼固定装置１９を制御することで、図８（Ｆ）に示すように、第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄが中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置するように第３および第４の制御翼７ｃ、７ｄを本体５に固定させる。これにより、上述した制御方法Ｃ１と同様に、本体５を、中心軸Ｃ回り（図８（Ｆ）における時計回り）に安定して回転させることができる。
この制御方法Ｃ２０において、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを回転自在にしておく。

［第４実施形態］
次に、本発明の第４実施形態による飛翔体１０について説明する。第４実施形態において、以下で説明する以外の点（構成や制御など）は、上述の第１実施形態と同じである。

図９（Ａ）は、第４実施形態による飛翔体１０を示す。図９（Ｂ）は、図９（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。図１０は、飛翔体１０の中心軸Ｃを含む仮想平面による飛翔体１０の部分断面図である。

第４実施形態では、１組の回転フレーム１３、軸受構造１５、回転外殻１７、および翼固定装置１９が設けられる。

第４実施形態では、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、飛翔体１０の飛行中に、中心軸Ｃを回る同じ周方向（この例では、図９（Ｂ）において反時計回りの方向）に空気力Ｆａ、Ｆｂを受けるように構成されている。
第４実施形態では、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、同じ回転外殻１７に固定されている。また、第４実施形態では、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは、中心軸Ｃを基準に互いに正反対に位置している。すなわち、中心軸Ｃ回り方向における位置を示す位相差が第１および第２の制御翼７ａ、７ｂの間で１８０度となるように、第１および第２の制御翼７ａ、７ｂは回転外殻１７に固定されている。
好ましくは、各制御翼７ａ、７ｂは、本体５に対して固定されると、大きさと向きが同じ空気力を本体５に伝達するように構成される。

制御装置２０は、翼固定装置１９を制御することで、回転フレーム１３と共に第１および第２の制御翼７ａ、７ｂを本体５に対して固定する。これにより、本体５を、中心軸Ｃ回りに安定して回転させることができる。
なお、第４実施形態では、回転角センサ１１ａと姿勢センサ２１を省略してよい。

本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

例えば、各組の回転フレーム１３、軸受構造１５、回転外殻１７、および翼固定装置１９は、飛翔体１０における前後方向（中心軸Ｃ方向）の後方側部分に設けてもよい。

本発明の飛翔体は、ロケットに限定されず、他の飛翔体であってもよい。

３推進装置、３ａモータケース、３ｂノズル、
５本体、５ａ中心軸部、５ｂ非回転外殻、５ｃ尾翼、
７ａ〜７ｄ制御翼、１０飛翔体、１１ａ〜１１ｄ回転角センサ、
１３回転フレーム、１３ａ被制動部、
１５軸受構造、１５ａラジアル軸受、１５ｂスラスト軸受、
１７回転外殻、１９翼固定装置、２０制御装置、２１姿勢センサ

Claims

空気中を飛翔する飛翔体であって、
飛翔用の推進力を発生させる推進装置と、
該推進装置が固定された本体と、
本体の中心軸回りに本体に対して回転自在に設けられた制御翼と、
前記制御翼を本体に対して固定させるように動作可能な翼固定装置と、を備え、
飛翔中において、前記制御翼は、前記空気から受ける前記中心軸回りの空気力により回転し、翼固定装置により本体に固定されると、前記空気力を前記本体に伝達する、ことを特徴とする飛翔体。
前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１の制御翼は、前記中心軸を回る第１の周方向に前記空気力を受け、第２の制御翼は第１の周方向と逆向きの第２の周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
第１および第２の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１および第２の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１および第２の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体。
前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を回る同じ周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
第１および第２の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１および第２の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１および第２の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体。
前記制御翼として、第１、第２、第３および第４の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、本体の前記中心軸と平行な方向に関して互いに異なる位置に設けられており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を回る第１の周方向に前記空気力を受けるように構成され、第３および第４の制御翼は第１の周方向と逆向きの第２の周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
第１、第２、第３および第４の制御翼に対してそれぞれ設けられ、対応する制御翼の回転角を検出する第１、第２、第３および第４の回転角センサと、
前記各回転角センサが検出した回転角に基づいて、翼固定装置を制御することで第１、第２、第３および第４の制御翼を互いに独立して所望の回転角で本体に固定させる制御装置と、を備える、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体。
前記中心軸回りに本体に対して回転自在に設けられた回転外殻を備え、
前記制御翼として、第１および第２の制御翼が設けられ、これらの制御翼は、前記中心軸を回る同じ周方向に前記空気力を受けるように構成されており、
第１および第２の制御翼は、前記中心軸を基準に互いに正反対に位置するように同じ前記回転外殻に固定されており、
前記翼固定装置は、前記回転外殻を本体に対して固定することで、第１および第２の制御翼を本体に対して固定する、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体。