JP2017206166A - 飛翔体 - Google Patents

Abstract

【課題】 空気抵抗を増加させることなく姿勢制御を実施する。
【解決手段】 飛翔体１は、機体２の後部側に、上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６と後端壁７を備える。上側壁３、下側壁４、左側壁５および右側壁６には、姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２を備える。各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、機体２の外面に沿う位置から機体２の内側に引き込まれた位置までシリンダ１６により傾動可能な可動部材１４を備えた構成とする。飛翔体１の超音速飛行時に、姿勢制御を望む方向とは逆側に位置する姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２の可動部材１４を、機体２の内側へ傾動させると、超音速流れが可動部材１４に沿って曲がるときに加速されて、圧力低下を生じる。このため、機体２は、後部側が圧力低下の生じた方へ引かれるので、相対的に機首が望む方向へ向くよう姿勢制御される。
【選択図】図１

Description

本発明は、超音速で飛行する飛翔体に関するものである。

航空機や宇宙機は、機体のピッチ方向とヨー方向の姿勢の制御を行うための手段として、主操縦翼面を備えた構成とされることが多い。

主操縦翼面は、一般的には、水平尾翼の後縁に設けられた昇降舵（エレベータ）と、垂直尾翼の後縁に設けられた方向舵（ラダー）とを備えた構成とされる。この構成によれば、昇降舵により機体のピッチ方向に関する姿勢制御が行われ、方向舵により機体のヨー方向に関する姿勢制御が行われる。

また、デルタ翼機のような無尾翼機では、機体のピッチ方向の姿勢制御を行う主操縦翼面としては、主翼の後縁に、昇降舵と補助翼の働きを兼ねるエレボンが用いられている（たとえば、特許文献１参照）。

特公平６−２４８０号公報

ところが、昇降舵、方向舵、エレボンなどの主操縦翼面は、いずれも、機体の姿勢制御を行うときには、それぞれの前側に設けられている水平尾翼の安定板、垂直尾翼の安定板、主翼の表面に沿って流れる空気流れの中に突出するように配置される。したがって、これらの主操縦翼面により機体の姿勢制御を行う方式では、機体の姿勢制御を行うときに、空気流れの中に突出して配置される主操縦翼面によって空気抵抗の増加が生じるというのが実状である。

このように、主操縦翼面による空気抵抗の増加は、航空機や宇宙機のような飛翔体が超音速で飛行する場合には、空力加熱の増大につながる。特に、マッハ５を超えるような極超音速といわれる速度域で飛行する飛翔体では、前記のような空力加熱の増大は、主操縦翼面や機体を構成する材料の耐熱温度に関連して、構造的な問題につながる可能性もある。

そこで、本発明は、機体の姿勢制御を行うことができ、且つ姿勢制御の際の空気抵抗の増加を抑制することができる飛翔体を提供しようとするものである。

本発明は、前記課題を解決するために、機体の後部側に、前記機体の前後方向に延びて前記機体の後端側の外形を形成する前後方向壁と、前記前後方向壁の後端側から屈曲する後端壁とを備え、前記前後方向壁における前記機体の姿勢の変化を望む方向とは逆側に位置する部分の後端側に、姿勢調整手段を備え、前記姿勢調整手段は、前記機体の外形に沿う位置と、前記機体の外形に沿う位置よりも前記機体の内側となる位置との間で変位する部材を備える構成を有する飛翔体とする。

前記姿勢調整手段は、前記前後方向壁における後端側に備えた切欠きに配置された可動部材と、前記可動部材を、前記可動部材の前端側を中心に揺動可能に機体に取り付ける取付部材と、前記可動部材を、前記可動部材の外面が前記前後方向壁の外面に沿う位置と、前記前後方向壁の外面に沿う位置よりも前記機体の内側となる位置との間で変位させるアクチュエータとを備えた構成としてある。

前記姿勢調整手段は、前記可動部材の機体の外方への突出を防止する手段を備えた構成としてある。

前記機体の上部側の前後方向壁と下部側の前後方向壁に、前記姿勢調整手段を備えた構成としてある。

前記機体の上部側の前後方向壁と下部側の前後方向壁に、少なくとも重心の左右方向位置の両側に配置された複数の前記姿勢調整手段を備えた構成としてある。

前記機体の左側の前後方向壁と右側の前後方向壁に、前記姿勢調整手段を備えた構成としてある。

本発明の飛翔体によれば、機体の姿勢制御を行うことができ、且つ姿勢制御の際の空気抵抗の増加を抑制することができる。

飛翔体の第１実施形態を示す概略平面図である。 図１の飛翔体の概略側面図である。 図１の飛翔体を後方から見た図である。 飛翔体の姿勢調整手段を示す図である。 姿勢調整手段における突出防止手段を示す図である。 飛翔体のピッチ方向の姿勢制御を説明するための図である。 飛翔体のヨー方向の姿勢制御を説明するための図である。 飛翔体の第２実施形態として、姿勢調整手段の別の例を示す図である。 姿勢調整手段の更に別の例を示す図である。

以下、本発明を実施するための形態を図面を参照して説明する。

［第１実施形態］
図１は飛翔体の第１実施形態を示す概略平面図、図２は概略側面図、図３は飛翔体を後方から見た概略図である。図４は、飛翔体における姿勢調整手段を拡大して示すもので、図４（ａ）は平面図、図４（ｂ）は切断側面図である。図５は姿勢調整手段にて、可動部材が機体の外方へ突出することを防止するための手段の一例を、機体の後方から見た図である。図６は、飛翔体のピッチ方向の姿勢制御を説明するための図で、図６（ａ）は姿勢調整手段によるピッチ方向の姿勢制御を行っていない状態を示す概要図、図６（ｂ）は機体の上部側の姿勢調整手段を作動させた状態を示す概要図、図６（ｃ）は機体の下部側の姿勢調整手段を作動させた状態を示す概要図である。図７は、飛翔体のヨー方向の姿勢制御を説明するための図で、図７（ａ）は姿勢調整手段によるヨー方向の姿勢制御を行っていない状態を示す概要図、図７（ｂ）は機体の左側の姿勢調整手段を作動させた状態を示す概要図、図７（ｃ）は機体の右側の姿勢調整手段を作動させた状態を示す概要図である。

本実施形態の飛翔体は、図１乃至図３に符号１で示すものである。なお、説明の便宜上、飛翔体１については、飛行時の進行方向を前、その反対側を後という。また、飛翔体１が水平飛行するときの姿勢における上下方向および左右方向を、飛翔体１の上下方向および左右方向という。更に、飛翔体１の姿勢変化は、飛翔体１の水平飛行時の姿勢の前後方向、上下方向、左右方向を基準として、ピッチ方向、ヨー方向、ロール方向の姿勢変化を説明する。

飛翔体１は、たとえば、リフティングボディ形態の機体２を備えている。

本実施形態では、機体２は、後端部を後方から見た形状が、図３に示すように、上下方向寸法に比して左右方向寸法が大となる扁平な略矩形状（等脚台形状）となる構成とされている。

このため、機体２は、後部側に、前後方向に延びて機体２の後端側の外形を形成する前後方向壁として、上側壁３、下側壁４、左側壁５、および右側壁６を備えている。上側壁３と下側壁４は、上下方向に設定された間隔で平行に配置されている。左側壁５と右側壁６は、上端側同士の間隔よりも下端側同士の間隔の方が大となるように傾斜している。

更に、機体２は、図２、図３に示すように、上側壁３と下側壁４と左側壁５と右側壁６の後端側に、機体２の前後方向に対してほぼ垂直な平面に沿う配置の後端壁７が取り付けられた構成を備えている。これにより、後端壁７は、上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６のそれぞれの後端側に対して屈曲した配置となっている。

機体２の左右両端側には、左側壁５および右側壁６に沿って下側壁４よりも下方に突出する左右一対のチップフィン８が設けられている。

上側壁３の後端側には、機体２における重心Ｇの左右方向位置から設定された寸法で左右両側にそれぞれ離れた２個所に、上部側の姿勢調整手段９Ｌと姿勢調整手段９Ｒが設けられている。

下側壁４の後端側には、機体２における重心Ｇの左右方向位置から設定された寸法で左右両側にそれぞれ離れた２個所に、下部側の姿勢調整手段１０Ｌと姿勢調整手段１０Ｒが設けられている。

なお、図１、図３では、上部左側の姿勢調整手段９Ｌと下部左側の姿勢調整手段１０Ｌ、および、上部右側の姿勢調整手段９Ｒと下部右側の姿勢調整手段１０Ｒが、それぞれ上下に重なる配置とされた構成を示したが、上部側の左右の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと、下部側の左右の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒは、左右方向の位置が相違していてもよい。また、図１乃至図３では、上部側の各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと、下部側の各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒを等しい形状、サイズで示したが、上部側の各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと、下部側の各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒは、形状やサイズが異なっていてもよい。この場合は、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒを異なる制御量で制御すれば、飛翔体１のピッチ方向の姿勢制御を上下で同様に行うことができる。

左側壁５の後端側には、機体２における重心Ｇの上下方向位置に対応する個所に、左側の姿勢調整手段１１が設けられている。

右側壁６の後端側には、重心Ｇの上下方向位置に対応する個所に、右側の姿勢調整手段１２が設けられている。

なお、左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２は、機体２の左右で対称な構成を備えることが好ましい。しかし、左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２は、上下方向の配置や形状やサイズが一致していなくてもよい。この場合は、左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２を異なる制御量で制御すれば、飛翔体１のヨー方向の姿勢制御を左右で同様に行うことができる。

次に、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２の構成について説明する。図４（ａ）（ｂ）は、一例として、上部左側の姿勢調整手段９Ｌの構成を示すものである。

姿勢調整手段９Ｌは、上側壁３の後端側に設けられた矩形の切欠き１３に配置された可動部材１４と、可動部材１４の前端側を機体２側の固定部に揺動可能に取り付ける取付手段としてのヒンジ１５と、可動部材１４の角度姿勢を変化させるアクチュエータとしてのシリンダ１６とを備えた構成とされている。

可動部材１４は、機体２の外側に向けて配置される可動部材１４の外面に、上側壁３における切欠き１３の前側となる個所の外面形状に対応する形状を備えている。本実施形態では、上側壁３における切欠き１３の前側となる個所の外面形状が前後左右方向に平らな形状とされているため、可動部材１４の外面も、前後左右方向に平らな形状とされている。これにより、可動部材１４を上側壁３の切欠き１３に配置した状態では、切欠き１３よりも前側で上側壁３の外面に沿って前方から後方へ向かう空気流れを、そのままの向きで可動部材１４の外面に沿わせて後方へ流すことができる。

本実施形態では、可動部材１４は、前記のような外面形状を備えるものとして、たとえば、平らな矩形板状の部材とされている。なお、可動部材１４は、前記所定の外面形状を備えていれば、内面側の形状は平坦でなくてもよく、よって、可動部材１４は、板状の部材でなくてもよいことは勿論である。

ヒンジ１５は、可動部材１４を、少なくとも、図４（ｂ）に実線で示すように可動部材１４の外面が上側壁３の外面に沿う配置となる位置から、図４（ｂ）に二点鎖線で示すように可動部材１４が設定された傾斜角度で機体２の内側に引き込まれる位置までの範囲で揺動できるように保持している。

ヒンジ１５を介して可動部材１４を取り付ける機体２側の固定部は、図４（ｂ）に示すように上側壁３であってもよいし、上側壁３よりも機体２の内側に設けられている図示しない固定部であってもよい。

なお、ヒンジ１５を中心として可動部材１４を揺動させると、上側壁３における切欠き１３の前側の縁と可動部材１４の前端部との間に段差が生じることがある。この場合は、段差の寸法が、後述するように本実施形態の飛翔体１の超音速飛行時に上側壁３の外面に沿って相対的に形成される超音速流れの境界層の内側に収まるように設定すればよい。

機体２における上側壁３の切欠き１３の内側となる個所には、可動部材１４を引き込み可能な溝状の空間部１７が設けられている。

空間部１７の後側に位置する後端壁７の外周側には、可動部材１４の幅寸法に対応する幅の切欠き１８が設けられている。切欠き１８の深さは、可動部材１４が図４（ｂ）に二点鎖線で示すように配置される状態で、可動部材１４の外面に沿って流れる空気流れが後端壁７に干渉することがないように設定されている。

空間部１７には、シリンダ１６が配置されている。シリンダ１６は、基端側が、機体２に備えた固定部に、ブラケット１９を介して揺動可能に取り付けられている。シリンダ１６の作動ロッド１６ａの先端側は、可動部材１４の内面に、取付部材２０を介して角度変更可能に取り付けられている。

シリンダ１６は、電動または油圧により伸縮作動するものとすればよい。

これにより、姿勢調整手段９Ｌは、シリンダ１６を伸長作動させた状態では、可動部材１４を、図４（ｂ）に実線で示すように、可動部材１４の外面が上側壁３の外面に沿う配置となる姿勢に保持することができる。

また、姿勢調整手段９Ｌは、シリンダ１６を収縮作動させた状態では、可動部材１４を、図４（ｂ）に二点鎖線で示すように、ヒンジ１５に取り付けられた前端側を中心として機体２の内側に引き込むように傾動させることができる。この状態では、傾動させた可動部材１４の外面に沿う位置に、上側壁３の外面の位置に対して前方から後方へ向けて斜め内向きに延びる凹部を、機体２の後方に連通させて形成することができる。

なお、可動部材１４を機体２側の固定部に揺動可能に取り付ける取付手段としては、ヒンジ１５を例示したが、可動部材１４を、その前端側を中心に揺動可能な状態で保持することができれば、ヒンジ１５以外のいかなる形式の取付手段を採用してもよい。このようなヒンジ１５以外の取付手段は、図示しないが、たとえば、空間部１７の両側壁に、可動部材１４の前端側が配置される位置を中心に円弧状に延びるガイドレールを設け、このガイドレールに沿ってスライド可能な円弧状に延びるガイドブロックを可動部材１４の内面側に取り付けることで実現することができる。また、可動部材１４の内面側に、可動部材１４の前端側の位置を中心に円弧状に延びるレールを取り付け、このレールを、機体２側の固定部に設置されたガイドのガイド孔やガイド溝で、可動部材１４の前端側が配置される位置を中心とする円弧方向に案内することでも実現することができる。

また、姿勢調整手段９Ｌに備えるアクチュエータとしては、シリンダ１６を例示したが、可動部材１４を前端側を中心として前記所定の範囲で傾動させることができれば、シリンダ１６以外のいかなる形式のアクチュエータを採用してもよい。このようなシリンダ以外のアクチュエータとしては、図示しないが、たとえば、可動部材１４の内面に取り付けたヒンジ１５を中心として円弧状に延びるラックと、このラックに噛合するピニオンと、ピニオンに接続したモータ等の回転駆動手段とを備えた構成により実現することができる。

更に、姿勢調整手段９Ｌは、可動部材１４が上側壁３の外面よりも外方へ突出することを防止するための手段（以下、突出防止手段という）を備えた構成とすることが好ましい。突出防止手段は、たとえば、図５に示す構成とすればよい。

図５に示す突出防止手段は、上側壁３における切欠き１３の左右の両縁部に、機体２の外側寄りに位置する部分が機体２の内側寄りに位置する部分よりも切欠き１３の中央側に突出する係止部２１を備え、可動部材１４の左右両端縁に、機体２の内側寄りに位置する部分が機体２の外側寄りに位置する部分よりも左右方向の外側へ突出する係止部２２を備えた構成としたものである。

切欠き１３側の係止部２１と、可動部材１４側の係止部２２は、互いに相補する形状であって、可動部材１４が機体２の内側から外向きに切欠き１３を通過できないようにしてあればよい。このような係止部２１および係止部２２は、たとえば、図５に示すような段差形状により実現することができる。

なお、図示しないが、係止部２１および係止部２２は、テーパ状の傾斜面や、傾斜面と段差とを組み合わせた形状であってもよい。また、係止部２１および係止部２２は、切欠き１３と可動部材１４の前後方向の全長に亘って備えた構成としてもよいし、部分的に設けた構成としてもよい。

また図示しないが、突出防止手段は、空間部１７の側壁にヒンジ１５を中心とする円弧状の配置で設けられたガイドレールと、可動部材１４の内面側に取り付けられてガイドレールに嵌合するガイド部材と、ガイドレールに取り付けてガイド部材の機体２の外側への移動範囲を制限するストッパによっても、実現することができる。

更に、突出防止手段は、可動部材１４を傾動させるシリンダ１６などのアクチュエータ自体に、作動量を制限する手段として備えるようにしてもよいことは勿論である。

上部右側の姿勢調整手段９Ｒは、図４（ａ）（ｂ）および図５に示した上部左側の姿勢調整手段９Ｌと同様の構成とされている。

下部側の左右の各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒは、図４（ａ）（ｂ）および図５に示したと同様の構成を上下に反転させた構成として、下側壁４の後端側に適用すればよい。

同様に、左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２は、図４（ａ）（ｂ）、図５に示したと同様の構成を左側壁５と右側壁６の角度にそれぞれ合わせた横向きとして、左側壁５と右側壁６の後端側に適用すればよい。

本実施形態の飛翔体１は、その推進方式に応じて、後端壁７に、ジェットエンジンやロケットエンジンの噴射ノズルを、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２と干渉しない配置で備える構成としてもよい。

次に、本実施形態の飛翔体１による姿勢制御の手法について説明する。

ここで、先ず、ピッチ方向の姿勢制御について説明する。

本実施形態の飛翔体１は、ピッチ方向の姿勢制御を行わない通常の超音速飛行時は、図６（ａ）に示すように、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒにて、各可動部材１４を、各可動部材１４の外面がそれぞれ上側壁３および下側壁４の外面に沿う配置となるように制御する。

この状態では、機体２の上側壁３の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒに達すると、方向と速度がそのまま保持された状態で可動部材１４の外面に沿って流れて機体の後方へ向かうようになる。同様に、機体２の下側壁４の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒに達すると、方向と速度がそのまま保持された状態で可動部材１４の外面に沿って流れて機体の後方へ向かうようになる。

図６（ａ）の状態から、図６（ｂ）に示すように、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒの各可動部材１４をシリンダ１６（図４（ｂ）参照）の作動により機体２の内側に引きこむように変位させると、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒの各可動部材１４の外面は、上側壁３の外面に対して斜め下向きに屈曲した姿勢となる。この状態では、上側壁３の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒに達した時点で、可動部材１４の外面に沿う方向に曲がって流れるようになり、流れの速度が加速されて、圧力の低下を生じる。

このため、超音速飛行中の本実施形態の飛翔体１は、機体２の上部側の各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒの部分で生じる超音速流れ２３の圧力低下によって、機体２の後端側に上方に引き上げる方向の力が作用するようになるため、機体２は、相対的にピッチ方向に機首を下げる方向の姿勢変化を生じる。

更に、この際、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒでは、各可動部材１４を変位させる角度を調整することにより、機体２の後端側に作用させる上方に引き上げる方向の力の大きさを調整することができ、よって、機体２のピッチ方向に機首を下げる動作の速度を調整することができる。

このように、本実施形態の飛翔体１は、ピッチ方向に機首を下げる方向の機体２の姿勢制御を行うときは、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒでは、可動部材１４は機体２の内側に引きこむように動作させるのみであるため、圧力が上がる面はなく、空気抵抗が増加することはない。この際、下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒでは、可動部材１４の動作は行わないため、空気抵抗が増加することはない。

次に、図６（ａ）の状態から、図６（ｃ）に示すように、下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒの各可動部材１４をシリンダ１６（図４（ｂ）参照）の作動により機体２の内側に引きこむように変位させると、各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒの各可動部材１４の外面は、下側壁４の外面に対して斜め上向きに屈曲した姿勢となる。この状態では、下側壁４の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒに達した時点で、可動部材１４の外面に沿う方向に曲がって流れるようになり、流れの速度が加速されて、圧力の低下を生じる。

このため、超音速飛行中の本実施形態の飛翔体１は、機体２の下部側の各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒの部分で生じる超音速流れ２３の圧力低下によって、機体２の後端側に下方に引き下げる方向の力が作用するようになるため、機体２は、相対的にピッチ方向に機首を上げる方向の姿勢変化を生じる。

更に、この際、各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒでは、各可動部材１４を変位させる角度を調整することにより、機体２の後端側に作用させる下方に引き下げる方向の力の大きさを調整することができ、よって、機体２のピッチ方向に機首を上げる動作の速度を調整することができる。

このように、本実施形態の飛翔体１は、ピッチ方向に機首を上げる方向の機体２の姿勢制御を行うときは、下部側の姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒでは、可動部材１４は機体２の内側に引きこむように動作させるのみであるため、圧力が上がる面はなく、空気抵抗が増加することはない。この際、上部側の姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒでは、可動部材１４の動作は行わないため、空気抵抗が増加することはない。

また、本実施形態の飛翔体１は、前記したようにピッチ方向に機首を下げる方向の機体２の姿勢制御を行うときに、上部左側の姿勢調整手段９Ｌと上部右側の姿勢調整手段９Ｒにおける可動部材１４の角度に差を設けると、機体２に対しては、ピッチ方向に機首を下げる方向の姿勢制御と共にロール方向の姿勢制御を行うことができる。

同様に、本実施形態の飛翔体１は、前記したようにピッチ方向に機首を上げる方向の機体２の姿勢制御を行うときに、下部左側の姿勢調整手段１０Ｌと下部右側の姿勢調整手段１０Ｒにおける可動部材１４の角度に差を設けると、機体２に対しては、ピッチ方向に機首を上げる方向の姿勢制御と共にロール方向の姿勢制御を行うことができる。

更に、本実施形態の飛翔体１は、上部左側の姿勢調整手段９Ｌと下部右側の姿勢調整手段１０Ｒの可動部材１４を一緒に動作させることや、上部右側の姿勢調整手段９Ｒと下部左側の姿勢調整手段１０Ｌの可動部材１４を一緒に動作させることにより、機体２にピッチ方向の姿勢制御を伴わないロール方向の姿勢制御を行うことができる。

このような機体２のロール方向の姿勢制御を行うときにも、本実施形態の飛翔体１では、空気抵抗が増加することはない。

次に、ヨー方向の姿勢制御について説明する。

本実施形態の飛翔体１は、ヨー方向の姿勢制御を行わない通常の超音速飛行時は、図７（ａ）に示すように、左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２にて、各可動部材１４を、各可動部材１４の外面がそれぞれ左側壁５および右側壁６の外面に沿う配置となるように制御する。

この状態では、機体２の左側壁５の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、左側の姿勢調整手段１１に達すると、方向と速度がそのまま保持された状態で可動部材１４の外面に沿って流れて機体の後方へ向かうようになる。同様に、機体２の右側壁６の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、右側の姿勢調整手段１２に達すると、方向と速度がそのまま保持された状態で可動部材１４の外面に沿って流れて機体の後方へ向かうようになる。

図７（ａ）の状態から、図７（ｂ）に示すように、左側の姿勢調整手段１１の可動部材１４をシリンダ１６（図４（ｂ）参照）の作動により機体２の内側に引きこむように変位させると、姿勢調整手段１１の可動部材１４の外面は、左側壁５の外面に対して斜め右向きに屈曲した姿勢となる。この状態では、左側壁５の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、左側の姿勢調整手段１１に達した時点で、可動部材１４の外面に沿う方向に曲がって流れるようになり、流れの速度が加速されて、圧力の低下を生じる。

このため、超音速飛行中の本実施形態の飛翔体１は、機体２の左側の姿勢調整手段１１の部分で生じる超音速流れ２３の圧力低下によって、機体２の後端側に左に引く方向の力が作用するようになるため、機体２は、相対的にヨー方向に機首を右に向ける姿勢変化を生じる。

更に、この際、姿勢調整手段１１では、可動部材１４を変位させる角度を調整することにより、機体２の後端側に作用させる左に引く方向の力の大きさを調整することができ、よって、機体２のヨー方向に機首を右に向ける動作の速度を調整することができる。

このように、本実施形態の飛翔体１は、ヨー方向に機首を右に向ける機体２の姿勢制御を行うときは、左側の姿勢調整手段１１では、可動部材１４は機体２の内側に引きこむように動作させるのみであるため、圧力が上がる面はなく、空気抵抗が増加することはない。この際、右側の姿勢調整手段１２では、可動部材１４の動作は行わないため、空気抵抗が増加することはない。

図７（ａ）の状態から、図７（ｃ）に示すように、右側の姿勢調整手段１２の可動部材１４をシリンダ１６（図４（ｂ）参照）の作動により機体２の内側に引きこむように変位させると、姿勢調整手段１２の可動部材１４の外面は、右側壁６の外面に対して斜め左向きに屈曲した姿勢となる。この状態では、右側壁６の外面に沿って相対的に形成される超音速流れ２３は、右側の姿勢調整手段１２に達した時点で、可動部材１４の外面に沿う方向に曲がって流れるようになり、流れの速度が加速されて、圧力の低下を生じる。

このため、超音速飛行中の本実施形態の飛翔体１は、機体２の右側の姿勢調整手段１２の部分で生じる超音速流れ２３の圧力低下によって、機体２の後端側に右に引く方向の力が作用するようになるため、機体２は、相対的にヨー方向に機首を左に向ける姿勢変化を生じる。

更に、この際、姿勢調整手段１２では、可動部材１４を変位させる角度を調整することにより、機体２の後端側に作用させる右に引く方向の力の大きさを調整することができ、よって、機体２のヨー方向に機首を左に向ける動作の速度を調整することができる。

このように、本実施形態の飛翔体１は、ヨー方向に機首を左に向ける機体２の姿勢制御を行うときは、右側の姿勢調整手段１２では、可動部材１４は機体２の内側に引きこむように動作させるのみであるため、圧力が上がる面はなく、空気抵抗が増加することはない。この際、左側の姿勢調整手段１１では、可動部材１４の動作は行わないため、空気抵抗が増加することはない。

このように、本実施形態の飛翔体１によれば、機体２のピッチ方向、ヨー方向、ロール方向の姿勢制御を行うことができる。また、本実施形態の飛翔体１の姿勢制御に用いる各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、従来の主操縦翼面のように機体の姿勢制御を行うときに機体の外方に突出することはない。このため、本実施形態の飛翔体１は、姿勢制御の際に空気抵抗が増加することを抑制することができる。

したがって、本実施形態の飛翔体１は、超音速で飛行する場合における空力加熱の増大を防ぐことができて、極超音速飛行を行う飛翔体１として好適なものとすることができる。

更に、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、機体２の後端側に設けることができるため、本実施形態の飛翔体１は、翼を不要にすることができる。よって、本実施形態の飛翔体１は、リフティングボディ形態の機体２を備える飛翔体１として好適なものとすることができる。

［第２実施形態］
図８は、飛翔体の第２実施形態として、姿勢調整手段の別の構成例を示す切断側面図である。

なお、図８において、第１実施形態と同一のものには同一符号を付してその説明を省略する。

本実施形態の飛翔体１は、第１実施形態と同様の構成において、姿勢調整手段を図８に示す如き構成としたものである。図８は、一例として、上部左側の姿勢調整手段９Ｌの構成が示してある。

本実施形態における姿勢調整手段９Ｌは、可動部材１４の後端側に、後端壁７に備えた切欠き１８との隙間を塞ぐための閉塞部材２４を備えた構成とされている。

閉塞部材２４は、可動部材１４の傾動の中心となるヒンジ１５を中心として円弧状に延びる曲板状の部材としてある。

後端壁７は、切欠き１８の下端の縁となる部分に、閉塞部材２４の外周面に沿って湾曲する形状の受け部２５が設けられた構成とされている。

これにより、姿勢調整手段９Ｌでは、可動部材１４を傾動させても、閉塞部材２４と、後端壁７側の受け部２５との間隔は変化しない。よって、姿勢調整手段９Ｌは、空間部１７の後方を閉塞させた構成とすることができる。

したがって、本実施形態の飛翔体１は、機体２における姿勢調整手段９Ｌの空間部１７に設けられている機器や、空間部１７の周囲に設けられている機器が、後端壁７の切欠き１８を通して外気に直接曝されることを防ぐことができる。

図示した以外の各姿勢調整手段９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、第１実施形態で前述したと同様に、図示した姿勢調整手段９Ｌと同様の構成を、それぞれの設置個所に応じて適用すればよい。

本実施形態の飛翔体１によっても、第１実施形態の飛翔体１と同様に使用して、同様の効果を得ることができる。

なお、前記各実施形態では、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、平板状の可動部材１４を傾動させる構成を備えるものとして示したが、機体２の上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６を、それぞれ可撓性を有するセラミック複合外板とし、図９に示すように、上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６の後部側を部分的に機体の内側に引きこむように変形させる構成を備えるものとしてもよい。

なお、このような超音速の飛翔体における機体の外皮を可撓性を有するセラミック複合外板として、機体の外形を変形可能とする技術については、たとえば、米国特許第７５１６９１８号明細書に開示されている。

また、本発明は、前記各実施形態にのみ限定されるものではなく、各図に示した各構成部材の寸法や各構成部材同士の寸法比は、図示するための便宜上のものであり、実際の寸法や寸法比を反映したものではない。

機体２の形状は図示した以外の任意の形状を採用してもよい。機体２には、翼を備えていてもよい。

また、飛翔体は、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２と、翼に備えた主操縦翼面とを併用する構成を備えていてもよい。また、機体２のピッチ方向の姿勢制御に関与する各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒと、ヨー方向の姿勢制御に関与する各姿勢調整手段１１，１２のいずれか一方を省略して、主操縦翼面に置き換えた構成としてもよい。

上部側の各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒと、下部側の各姿勢調整手段１０Ｌ，１０Ｒは、機体２のロール方向の姿勢制御を実施するという観点から考えると、重心Ｇの左右方向位置を中心とする線対称となる配置で、複数備えることが好ましい。この場合、上部側の姿勢調整手段と下部側の姿勢調整手段の数は、３つ以上としてもよい。しかし、機体２のロール方向の姿勢制御が不要な場合、あるいは、後述するように、左側の姿勢調整手段と右側の姿勢調整手段を複数ずつ設ける場合など、機体２のロール方向の姿勢制御を他の手段で実施できる場合は、上部側の姿勢調整手段と下部側の姿勢調整手段は単数としてもよい。

左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２は、それぞれ単数とした構成を示したが、たとえば、機体２の上下方向寸法に応じて複数備える構成としてもよい。左側の姿勢調整手段１１と右側の姿勢調整手段１２をそれぞれ複数備える構成とする場合は、機体２の重心Ｇの上下方向位置よりも上側となる個所と、下側となる個所の２個所に配置することが好ましい。このようにすれば、左側の姿勢調整手段１１や右側の姿勢調整手段１２によって、機体２に対してロール方向の姿勢制御を行うための力を付与することが可能になる。

前記各実施形態では、機体２として、後端側が後方から見て扁平な略矩形状（等脚台形状）となる構成、すなわち、後端側の上側壁３と下側壁４とが互いに平行な配置となり、左側壁５と右側壁６とが互いに平行な配置とならない構成の機体２を例示した。しかし、機体２は、後端側の上側壁３と下側壁４とが互いに平行な配置とならない構成を備えていてもよい。これは、たとえば、機体２が、左右方向の中央部と両端側など、機体２の左右方向の設定された個所で上下方向の厚みが変化する構成を備える場合である。また、機体２は、後端側の左側壁５と右側壁６とが互いに平行な配置となる構成を備えていてもよい。

前記各実施形態では、各姿勢調整手段９Ｌ，９Ｒ，１０Ｌ，１０Ｒ，１１，１２は、いずれも平らな上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６の後端側に設けるものとして示したが、機体２の後端側における姿勢調整手段を設ける個所は、必ずしも平らな面でなくてもよい。

たとえば、機体２の後端側が、円形、楕円形、上下左右の面が曲面で繋がる構成であって、上側壁３、下側壁４、左側壁５、右側壁６のような明確な区分がない場合は、姿勢調整手段を設ける個所は、飛翔体１の姿勢変化をピッチ方向やヨー方向、更には任意の姿勢変化を望む方向とは逆側に位置する部分の後端側であればよい。

その他本発明の要旨を逸脱しない範囲内で種々変更を加え得ることは勿論である。

２ 機体、３ 上側壁（前後方向壁）、４ 下側壁（前後方向壁）、５ 左側壁（前後方向壁）、６ 右側壁（前後方向壁）、７ 後端壁、９Ｌ，９Ｒ 姿勢調整手段、１０Ｌ，１０Ｒ 姿勢調整手段、１１ 姿勢調整手段、１２ 姿勢調整手段、１４ 可動部材（部材）、１５ ヒンジ（取付部材）、１６ シリンダ（アクチュエータ）、２１ 係止部（突出を防止する手段）、２２ 係止部（突出を防止する手段）、Ｇ 重心

Claims (6)

1. 機体の後部側に、前記機体の前後方向に延びて前記機体の後端側の外形を形成する前後方向壁と、前記前後方向壁の後端側から屈曲する後端壁とを備え、
   前記前後方向壁における前記機体の姿勢の変化を望む方向とは逆側に位置する部分の後端側に、姿勢調整手段を備え、
   前記姿勢調整手段は、前記機体の外形に沿う位置と、前記機体の外形に沿う位置よりも前記機体の内側となる位置との間で変位する部材を備えること
   を特徴とする飛翔体。
2. 前記姿勢調整手段は、
   前記前後方向壁における後端側に備えた切欠きに配置された可動部材と、
   前記可動部材を、前記可動部材の前端側を中心に揺動可能に機体に取り付ける取付部材と、
   前記可動部材を、前記可動部材の外面が前記前後方向壁の外面に沿う位置と、前記前後方向壁の外面に沿う位置よりも前記機体の内側となる位置との間で変位させるアクチュエータとを備えた
   請求項１記載の飛翔体。
3. 前記姿勢調整手段は、前記可動部材の機体の外方への突出を防止する手段を備えた
   請求項２記載の飛翔体。
4. 前記機体の上部側の前後方向壁と下部側の前後方向壁に、前記姿勢調整手段を備えた
   請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の飛翔体。
5. 前記機体の上部側の前後方向壁と下部側の前後方向壁に、少なくとも重心の左右方向位置の両側に配置された複数の前記姿勢調整手段を備えた
   請求項４記載の飛翔体。
6. 前記機体の左側の前後方向壁と右側の前後方向壁に、前記姿勢調整手段を備えた
   請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の飛翔体。

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