JP2021050883A - 飛しょう体用ブースタ - Google Patents
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Abstract
【課題】 飛しょう体ブースタ側にアクチュエータを付加することなく、ブースタ付の飛しょう体の空力制御性を改善する飛しょう体用ブースタを提供する。【解決手段】 飛しょう体本体の操舵翼に対し、摺動可能に嵌合して操舵翼と分離可能に接続する接続部と、回転軸に回転可能に支持された安定翼と、前記接続部と前記安定翼を回転可能に連結するヒンジ部と、前記飛しょう体本体のロケットモータ側に分離可能に連結する連結部を備える。【選択図】 図1
Description
この発明は、射程延伸のための分離可能なブースタを付加した飛しょう体用ブースタに関する。
射程延伸のためのブースタを取り付けた飛しょう体として、ブースタの分離後にブースタの安定翼を90°回転させることで空気抵抗を増し、分離時にブースタが飛しょう体本体に衝突することを避ける技術が知られている(例えば特許文献1参照)。
後翼操舵の飛しょう体の本体後部に、射程延伸のためのブースタを付加した場合、飛しょう体の本体単体に比べて重心が後方に移動するため、機体の空力静安定性が低下することがわかっている。また、重心から操舵翼までの距離であるアーム長の減少により、制御力も低下するため、機体の空力制御がより難しくなる。空力制御性の改善のために、ブースタに例えば可動翼やベーン等を駆動する操舵翼やTVC(Thrust Vector Control)装置等のアクチュエータのデバイスを付加する方法も考えられる。しかしながら、アクチュエータを付加することで機体規模が大きくなり、製造コストも増大する問題がある。また、ブースタに固定の安定翼を付加することで、空力安定性を改善する効果を得ることはできるが、この場合、飛しょう体本体の操舵翼と後流側のブースタの安定翼とが空力干渉を発生するため、安定な空力制御力を得ることができないという問題がある。
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、ブースタ側に操舵翼やTVC等のアクチュエータを付加することなく、ブースタ付の飛しょう体の空力制御性を改善する飛しょう体用ブースタを提供することを目的とする。
この発明に係る飛しょう体用ブースタは、飛しょう体本体に設けられた操舵翼の端部に対し、一端部が摺動可能に嵌合して当該操舵翼と分離可能に接続する接続部と、一端部と他端部の間に配された回転軸に回転可能に支持された安定翼と、前記接続部の他端部と前記安定翼の一端部とを回転可能に連結するヒンジ部と、前記飛しょう体本体のロケットモータ側に分離可能に連結する連結部とを備えたものである。
この発明によれば、ブースタ側に操舵翼やTVC等のアクチュエータを付加することなく、ブースタ付の飛しょう体の空力制御性を改善することが可能となる。
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による飛しょう体について説明する。図1は、実施の形態1による飛しょう体用ブースタの構成および安定翼の動作を示す図であって、(a)は飛しょう体10を側面から見た図であり、(b)は飛しょう体の飛しょう体用ブースタにおける安定翼側からみた部分側面図である。なお、図中、接続部は部分断面を模式的に記載している。
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態1による飛しょう体について説明する。図1は、実施の形態1による飛しょう体用ブースタの構成および安定翼の動作を示す図であって、(a)は飛しょう体10を側面から見た図であり、(b)は飛しょう体の飛しょう体用ブースタにおける安定翼側からみた部分側面図である。なお、図中、接続部は部分断面を模式的に記載している。
実施の形態1による飛しょう体10は、飛しょう体本体1と、飛しょう体本体1の後部に分離可能に取り付けられた飛しょう体用ブースタであるブースタ2を備えている。飛しょう体本体1は、操舵翼3と、操舵軸5と、ロケットモータ11と、制御装置12を備える。ブースタ2は、安定翼4と、接続部8と、連結部9と、回転軸6と、ヒンジ部7と、ロケットモータ21を備える。連結部9は、飛しょう体本体1におけるロケットモータ11の後方側に、飛しょう体本体1から分離可能に連結している。連結部9は例えば飛しょう体本体1にブースタ2を緊縛する結合バンドと結合バンドを切断する爆発ボルト等から構成される。ブースタ2は、ロケットモータ21に搭載された固定燃料もしくは液体燃料等の燃焼が終わった後に、連結部9が切り離されて飛しょう体本体1から分離する。これにより飛しょう体10の重心位置は、例えば図1に示すように飛しょう体本体1とブースタ2を組み合わせた重心位置G1から、飛しょう体本体1単独の重心位置G2に移動する。
操舵翼3は、飛しょう体本体1の後方部の機体外周に設けられ、機体の機軸周りに所定の角度(例えば90°間隔)で4枚配置されている。操舵翼3は、飛しょう体本体1の機体に固定された操舵軸5を中心に回転可能に支持されている。ロケットモータ11は、飛しょう体本体1の後部に設けられ、飛しょう体本体1の後方から機軸の後ろ方向にロケット噴射を行う。制御装置12は飛しょう体本体1の前方内部に設けられ、慣性装置と計算機が搭載されて、慣性装置により機体の自己位置および姿勢を観測し、計算機が観測情報と予め得られた制御指令に基づいて、飛しょう体本体1のロケットモータ11を駆動し推力制御を行い、また操舵翼3を駆動する操舵制御を行って機体の姿勢を制御する。
安定翼4は、前端部と後端部の間で、ブースタ2の胴体に固定された回転軸6を中心に回転可能に支持されている。
安定翼4の前端部は、ヒンジ部7に連結している。接続部8は、後端部がヒンジ部7に連結している。これにより安定翼4の前端部と接続部8の後端部は、ヒンジ部7を介して互いに回転可能に連結している。また、接続部8は少なくとも前端部側が中空の袋状構造となっており、飛しょう体本体1の操舵翼3の後端部が接続部8の当該袋状部分に挿入されて、操舵翼3が接続部8に嵌合する構造となっている。これにより接続部8は、その前端部が操舵翼3の後端部に摺動可能に嵌合し、操舵翼3に対し分離可能に接続されることとなる。すなわち接続部8は、ブースタ2の分離時に、操舵翼3の後端部から抜けて操舵翼3から分離する。また、ブースタ2の分離前は接続部8が操舵翼3に接続しているので、飛しょう体本体1の操舵翼3の回転に応じて接続部8が連動して回転し、さらに接続部8と連結している安定翼4が連動して回動するようになっている。
なお、安定翼4は、90°前後回転したところで係止する回転ストッパが設けられている。
安定翼4の前端部は、ヒンジ部7に連結している。接続部8は、後端部がヒンジ部7に連結している。これにより安定翼4の前端部と接続部8の後端部は、ヒンジ部7を介して互いに回転可能に連結している。また、接続部8は少なくとも前端部側が中空の袋状構造となっており、飛しょう体本体1の操舵翼3の後端部が接続部8の当該袋状部分に挿入されて、操舵翼3が接続部8に嵌合する構造となっている。これにより接続部8は、その前端部が操舵翼3の後端部に摺動可能に嵌合し、操舵翼3に対し分離可能に接続されることとなる。すなわち接続部8は、ブースタ2の分離時に、操舵翼3の後端部から抜けて操舵翼3から分離する。また、ブースタ2の分離前は接続部8が操舵翼3に接続しているので、飛しょう体本体1の操舵翼3の回転に応じて接続部8が連動して回転し、さらに接続部8と連結している安定翼4が連動して回動するようになっている。
なお、安定翼4は、90°前後回転したところで係止する回転ストッパが設けられている。
次に、実施の形態1による飛しょう体10およびブースタ2の動作について説明する。
飛しょう体10の飛しょう中に、機体制御のために操舵翼3を操舵軸5の周りに回転動作させると、接続部8を介して安定翼4も回転動作する。このとき操舵翼3と安定翼4は図1の紙面に向かって反対向き周りに回転する。回転軸6はブースタ2に固定された軸であるため、安定翼4はヒンジ部7を軸にして飛しょう体本体1に対し相対的に変形し、操舵翼3と安定翼4からなる一体の可動翼のキャンバーが変化する。この可動翼のキャンバー変化の効果により、操舵翼3単体の場合以上に同一舵角に対してより大きな揚力変化を得ることができる。
飛しょう体10の飛しょう中に、機体制御のために操舵翼3を操舵軸5の周りに回転動作させると、接続部8を介して安定翼4も回転動作する。このとき操舵翼3と安定翼4は図1の紙面に向かって反対向き周りに回転する。回転軸6はブースタ2に固定された軸であるため、安定翼4はヒンジ部7を軸にして飛しょう体本体1に対し相対的に変形し、操舵翼3と安定翼4からなる一体の可動翼のキャンバーが変化する。この可動翼のキャンバー変化の効果により、操舵翼3単体の場合以上に同一舵角に対してより大きな揚力変化を得ることができる。
ブースタ2の安定翼4がブースタ2の後部に固定されている場合は、飛しょう体本体1の操舵翼3を操舵した際に、操舵翼3と安定翼4の空力干渉により、非常に非線形的な変化を生じる空気力が機体に作用するが、上記のように操舵翼3と安定翼4からなる一体の翼のキャンバーが変化することにより生じる揚力変化は、操舵翼3の舵角に対し線形的に変化する特性となるため、ブースタ付の飛しょう体10を安定的に空力制御することが可能となる。
また、ブースタ2の燃焼終了後は、連結部9に設けられた爆発ボルトを起動し結合バンドを切断することにより、ブースタ2を分離する。ブースタ2が飛しょう体1から離れた場合に、接続部8は操舵翼3から自然に抜けて嵌合が外れる構造とすることで、ブースタ2の側には操舵翼やTVC装置等のアクチュエータを追加する必要がないため、機体の質量増、コスト上昇を抑える効果が期待できる。また、接続部8が抜けると、安定翼4は回転軸6を中心に自由に回転する。ここで安定翼4が90°以上回転しないような回転ストッパを設けた構造とすることで、安定翼4の分離後のブースタの抵抗を大きくする効果ももたらす。かくして、分離後のブースタ2が飛しょう体1本体の後方から速やかに離脱し、飛しょう体10の運用上の安全性を高める効果も得られる。これによって飛しょう体10は、所望の目標に向かって安定して飛しょうすることが可能となる。
以上説明した通り、実施の形態1による飛しょう体10および飛しょう体用のブースタ2は、飛しょう体本体1の操舵翼3と安定翼4を接続部8で接続することで、回転軸6とヒンジ部7の動作により、安定翼4が飛しょう体本体1の操舵翼3と連動して動作するようになすことで、飛しょう体本体1の操舵翼3とブースタ2の安定翼4とを一体化した可動翼を制御翼としたことを特徴とする。これによって、ブースタ側に操舵翼やTVC等のアクチュエータを付加することなく、ブースタ付の飛しょう体の空力制御性を改善することが可能となる。
また、ブースタ2の分離時は、接続部8が自然に抜ける機構とする。これにより、非線形特性が小さく、十分な制御力を有する制御翼を、アクチュエータを追加することなく実現することができる。加えて、ブースタ2の分離時は、接続部8が自然に抜ける機構となっているので、ブースタ2の側において、連結部9の爆発ボルトを除き、分離に必要な他の特別なアクチュエータも必要としない。
1 飛しょう体、2 ブースタ、3 操舵翼、4 安定翼、5 操舵軸、6 回転軸、7 ヒンジ部、8 接続部、9 連結部。
Claims (3)
- 飛しょう体本体に設けられた操舵翼の端部に対し、一端部が摺動可能に嵌合して当該操舵翼と分離可能に接続する接続部と、
一端部と他端部の間に配された回転軸に回転可能に支持された安定翼と、
前記接続部の他端部と前記安定翼の一端部とを回転可能に連結するヒンジ部と、
前記飛しょう体本体のロケットモータ側に分離可能に連結する連結部と
を備えた飛しょう体用ブースタ。 - 前記安定翼は、前記飛しょう体本体の操舵翼の回転に応じて連動して回動する請求項1記載の飛しょう体用ブースタ。
- 前記接続部は、当該ブースタ分離時に、前記操舵翼の端部から抜けて前記操舵翼から分離する請求項1記載の飛しょう体用ブースタ。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2019175010A JP2021050883A (ja) | 2019-09-26 | 2019-09-26 | 飛しょう体用ブースタ |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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JP2019175010A JP2021050883A (ja) | 2019-09-26 | 2019-09-26 | 飛しょう体用ブースタ |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2021050883A true JP2021050883A (ja) | 2021-04-01 |
Family
ID=75157574
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2019175010A Pending JP2021050883A (ja) | 2019-09-26 | 2019-09-26 | 飛しょう体用ブースタ |
Country Status (1)
Country | Link |
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JP (1) | JP2021050883A (ja) |
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2019
- 2019-09-26 JP JP2019175010A patent/JP2021050883A/ja active Pending
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