JP2669783B2 - 回動的に取付けられた可撓バンド翼 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、翼のある飛翔体の飛行
制御に関し、特に可撓バンド翼を利用しているミサイル
の制御に関する。

【０００２】

【従来の技術】通常、ミサイルは流線形の本体、ロケッ
トモータ等の推進エンジンおよびミサイルの運動方向を
制御する制御翼を備えている。幾つかの形式のミサイル
は、飛行のために本体の揚力とエンジンの推力にのみ依
存し、また他の形式のミサイルは揚力を与えるために翼
を有している。

【０００３】発射前には限定された空間に貯蔵される必
要のあるミサイルに設けられる効果的な翼の１つのは、
可撓バンド翼である。この翼は蝶番を使用した折畳み可
能な支柱を有するミサイルの本体に取付けられている可
撓バンドを含む。ミサイルが航空機等に搭載されると
き、支柱はミサイルの本体に接触するように折畳まれ、
可撓バンドが本体に巻きつけられて狭い空間に収容でき
るようにされる。可撓バンドは保持機構によって適所に
保持される。発射によって、ストラップは取外されてミ
サイルの本体から引き離され、本体に翼を巻きつけるこ
とによって受けていた機械的な応力によってバンドが広
がり、支柱は外側に開く。それによって、可撓バンド翼
はミサイルの本体付近で通常半円形の円弧状になるよう
に支持され、ミサイルが飛行するときに上方への揚力を
生成する。この揚力は、支柱を通ってミサイルの本体に
伝達されミサイル本体の浮揚を助ける。可撓バンド翼
は、貯蔵時には折畳まれて容積が小さくされることがで
き、使用時に展開されると揚力を増加させてミサイルの
飛行距離を延ばすことが可能であるから、ミサイルの飛
行に大きな利点を提供することができる。

【０００４】可撓バンド翼を有してるミサイルの進行方
向を変化させるため、ミサイルの機首あるいは尾部の制
御翼は制御装置システムに関して動作される。可撓バン
ド翼には制御翼は設けられていない。制御翼の操作は、
ミサイルの縦方向中心軸に対して横方向にミサイルの機
首あるいは尾部を押す空気力学的気流圧力を生成し、そ
れによって結果ミサイルの尾部あるいは機首が所望の方
向に向けられる。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、可撓バ
ンド翼が存在すると制御翼の制御力によってミサイルの
方向を左右に回動させる操縦能力に悪影響を与える。大
部分の飛行方向に対して可撓バンド翼を有するミサイル
は可撓バンド翼を有していない同等のミサイルより方向
の変化が遅くなることが認められる。それ故、飛行距離
を増加させるミサイルの飛行特性に有効な可撓バンド翼
の存在は、方向を変化させる操縦能力のような別の特性
において不利な影響を与える。したがって可撓バンド翼
の利点が得られて、ミサイルの良好な操縦能力を維持す
るための改善された方法が必要である。

【０００６】

【課題を解決するための手段】本発明は、可撓バンド翼
を利用している改善されたミサイルあるいはその他の空
気力学的気流圧力飛翔体を提供する。本発明は、操縦中
に可撓バンド翼の位置を自動的に変えることによって飛
行している飛翔体の運動能力を増加させる。本発明の飛
翔体は通常の飛翔体と同じ寸法であるが、構造上の変更
により重量は僅かに増加される。

【０００７】本発明は、流線形の本体と、本体の運動の
方向を制御するために流線形の本体に取付けられている
１組の制御翼と、本体に支持されている可撓バンド翼と
を具備している飛翔体において、飛翔中に可撓バンド翼
に作用する気流圧力に応じて可撓バンド翼を本体の周囲
で回動できるようにするために、本体はその縦方向の中
心線を中心に回転可能に可撓バンド翼を支持する回転ベ
アリングを具備していることを特徴とする。

【０００８】展開されたとき本体の側面の一定方向を位
置している通常の可撓バンド翼においては、ミサイルが
進行方向を変化させるとき、可撓バンド翼によって生成
される空気力学的気流圧力揚力ベクトルは、ミサイルが
制御翼の作用によって方向を変化させるために必要な本
体をその中心軸を中心に回動させる作用を妨害する。ミ
サイルが水平に直線に沿って飛行しているときの本体の
縦方向の中心線を含む垂直な平面を基準面として考え
る。ミサイルが水平面内で左右に方向を変化させるとき
にはミサイルの本体はその縦方向の中心線を中心にして
回動してミサイル本体を横方向で傾斜させる必要があ
り、したがってこの基準面も中心線を中心に回動して傾
斜する。このように操縦に応じてこの基準面は傾斜する
からこの基準面を以下操縦平面と呼ぶ。可撓バンド翼に
より生成される気流圧力による揚力は直線に沿って飛行
しているときは垂直な操縦平面に平行な方向、すなわち
垂直方向に作用する。ミサイルが進行方向を変化させる
とき前述のように操縦平面は本体の縦方向の中心線を中
心にして回動しようにする。このとき可撓バンド翼の揚
力は垂直方向に作用しているからこの回動運動を阻止す
るように作用する。したがって操縦平面の回動は遅くな
り、ミサイルの進行方向の変化速度も遅くなる。この問
題を克服するため、方向変化のための制御翼の動作を開
始する前にミサイル本体の縦方向の中心線を中心に予め
ミサイルを回動させるように制御することガ可能である
が、このような動作を行うための付加的な時間および燃
料の消費を必要とし、制御が複雑になる欠点がある。

【０００９】これと対照的に、本発明の方法における可
撓バンドはミサイルの縦方向の中心線を中心に自由に回
転するので、その揚力は操縦平面と自動的に一致するよ
うに回転する。この回転運動はセンサシステムおよびベ
アリングを回転させる付勢装置を必要としない。その代
りに、ベアリングの回転は、回転が進むときに可撓バン
ド翼に作用する不平衡な空気力学的気流圧力から生じ
る。ベアリングは、不平衡な力を平衡に戻すように回転
する。この方向において、可撓バンドの揚力は回転の平
面を変化させない。その結果、ミサイルの操縦能力は改
善され、固定された可撓バンド翼で認められる鈍さおよ
び制御の難しさは消失する。重量はベアリングによって
構造に付加されるが、重量の増加はセンサおよび付勢装
置は必要とされないため比較的小さい。

【００１０】それ故、本発明は可撓バンド翼を利用する
飛翔体を改善し、飛翔体の操縦能力を改善し、わずかの
重量が付加されるに過ぎない。改善されたシステムは、
受動機械部品のみを使用しているので信頼性がある。本
発明のその他の特徴および利点は、本発明の原理によっ
て説明する添付図面と共に好ましい実施例の以下のさら
に詳細な説明から明らかとなるであろう。

【００１１】

【実施例】本発明を利用している飛翔体、すなわちミサ
イル20は図１に示されている。ミサイル20は、縦方向の
中心軸24を有する本体22を有する。ミサイル20の尾部に
は可動制御翼26が取付けられており、飛行制御装置（図
示されていない）の命令によってミサイル20の飛行経路
を制御するために使用される。この制御翼はミサイルの
機首に取付けられることもできる。この実施例ではロケ
ットモータ28である推進エンジンは、ミサイル20の尾部
に取付けられる。発射するときにロケットモータ28は前
方方向30へミサイル20を推進する。飛行中に航空機から
解放されるときにミサイルは重力によって落下して航空
機から離れ、それから前方に推進されることも可能であ
る。

【００１２】円筒型のベアリング32は、ミサイル20の本
体22に回転可能に取付けられている。ベアリング32はミ
サイル20の本体の中心軸24に平行な回転円筒軸を有し、
その中心は中心軸24と一致することが好ましい。ベアリ
ング32は、図３にさらに明瞭に見られるベアリング素子
34上に支持されている。ベアリング素子34は、ベアリン
グ32がその円筒軸を中心に回転することを可能にする。
ベアリング素子34は、レースに保持されたボールあるい
はローラ素子のような任意の動作可能なタイプの通常の
ベアリング素子でよい。ベアリング素子34は、ベアリン
グを空気ベアリングとして動作させる空気ジェットのよ
うに特殊なベアリング素子でもよい。空気ベアリング
は、本発明が高速飛行航空機から前方に発射され、低速
で動作することのないミサイルにおいて利用されるとき
に特に適している。

【００１３】可撓バンド翼38を支持する支柱36はベアリ
ング32の外表面に取付けられている。支柱36は一方の端
部をベアリング32に、もう一方の端部を可撓バンド翼38
に蝶番40によって取付けられている。図２における貯蔵
位置において、蝶番40は支柱36および可撓バンド翼38が
ミサイル20の本体22の周囲に巻付けられるように折畳ま
れる。それらはストラップ等の保持機構（図示せず）に
よってその位置に保持されている。ミサイルが発射され
るときストラップは切り離され、図３に示されるように
可撓バンドが本体に巻きつけられるために可撓バンド翼
38自体の弾性によって本体22から離れた位置に可撓バン
ドを展開させるように動作する。蝶番40は支柱36が本体
22から離れる方向に伸びるように開く。可撓バンド翼38
は、図１および図３に見られるように本体22の外形曲線
に平行なほぼ半円形の弧状で支持される。

【００１４】飛行中、ベアリング32は円筒軸、およびミ
サイル本体22の中心軸24を中心に自由に回転する。ベア
リング32は、展開された位置における可撓バンド翼38上
の不平衡な空気力学的気流圧力を減少するように回転す
る。これらの不平衡な空気力学的気流圧力による作用は
図４に示されている。

【００１５】図４のａは、ミサイル20が直線的に垂直平
面内において飛行しているときの可撓バンド翼上の空気
力学的気流圧力およびベアリングに作用する力を示す。
ミサイル本体の姿勢の基準面となる操縦平面は垂直な平
面に位置し、可撓バンド翼の垂直２等分平面52と一致し
ている。この状態における可撓バンド翼上の空気力学的
気流圧力は50で示されるように操縦平面の両側の可撓バ
ンド翼38に等しい揚力を与え、平面52の両側で平衡な空
気力学的気流圧力が存在する。それ故、操縦平面を回動
させるようなベアリング32に対する駆動力は存在しな
い。

【００１６】進行方向を左右方向で変化するように制御
翼26の制御が開始されるとき、操縦平面は54で示される
ように垂直面52から傾斜されなければならない。このと
き垂直２等分平面52の両側の可撓バンド翼38は図４のｂ
に示されるように空気の流れ57に対して傾斜している。
その結果、垂直２等分平面52の一方の側の可撓バンド翼
38の揚力56ａに比較して大きな揚力56ｂが他方の側の可
撓バンド翼38に生成する。これは可撓バンド翼38上に不
平衡な揚力を生成する。これらの不平衡な揚力56ａおよ
び56ｂは、結果的に支柱36を通ってベアリング32にトル
クとして伝送される。このトルクは、それに応じてトル
クの大きさを減少するような方向にベアリング32を回転
させる。それ故、ベアリング32は操縦平面を予定された
傾斜の操縦平面54に一致させるように可撓バンド翼を回
動させる。図４のｃに示す回動位置に到達したとき、可
撓バンド翼38では不均衡な力は残っておらず、トルクは
ゼロとなり、ベアリングはそれ以上回転しない。

【００１７】図４は操縦が突然行われるように示されて
いるが、実際に操縦平面はミサイル制御翼が動作し、ミ
サイルが回転し始めるときに徐々にシフトする。ベアリ
ングの回転は、可撓性のバンド翼38の各側に作用する空
気力学的気流圧力がほぼ平衡に維持するように操縦平面
におけるこの変化を導く。それ故、可撓バンドの揚力
は、操縦の平面に完全に維持され、操縦の鈍さが減少さ
れ、あるいは完全に避けられる。

【００１８】それ故、本発明の方法は可撓バンド翼を利
用するミサイルあるいは別のタイプの飛翔体の特性を改
善する。本発明の特定の実施例が説明のために詳細に記
載されているが、様々な変更が本発明の技術的範囲を逸
脱することなしに行われる。それ故、本発明は特許請求
の範囲によってのみ限定される。

【図面の簡単な説明】

【図１】展開された可撓バンド翼を有するミサイルの概
略斜視図。

【図２】貯蔵状態の可撓バンドを示している図１のミサ
イルの正面図。

【図３】可撓バンドが図１に示されるような展開された
位置にあることを除いて図２と同様の正面図。

【図４】真っ直ぐな飛行中の空気力学的気流圧力、可撓
バンドの回転前の回転の始めの空気力学的気流圧力、お
よびミサイルの中心線を中心とした可撓バンドの回転後
の空気力学的気流圧力を示しているミサイルの概略正面
図。

【符号の説明】

20…ミサイル、22…ミサイル本体、24…中心軸、26…制
御翼、28…推進システム、32…回転ベアリング、38…可
撓バンド翼。

Claims (8)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 流線形の本体と、本体の運動の方向を制
   御するために前記流線形の本体に取付けられている１組
   の制御翼と、本体に支持されている可撓バンド翼とを具
   備している飛翔体において、飛翔中に前記 可撓バンド翼に作用する気流圧力に応じて
   前記可撓バンド翼を本体の周囲で回動できるようにする
   ために、前記本体はその縦方向の中心線を中心に回転可
   能に可撓バンド翼を支持する回転ベアリングを具備して
   いることを特徴とする飛翔体。
2. 【請求項２】 飛翔体が本体を前方に駆動させる推進エ
   ンジンをさらに備えている請求項１記載の飛翔体。
3. 【請求項３】 前記推進エンジンが流線形の本体内に取
   付けられるエンジンを含む請求項２記載の飛翔体。
4. 【請求項４】 可撓バンド翼が流線形の本体の周辺形状
   に適合するように湾曲されている請求項１記載の飛翔
   体。
5. 【請求項５】 前記回転ベアリングが流線形本体の縦方
   向の中心線に平行な円筒軸を有する円筒型のベアリング
   である請求項１記載の飛翔体。
6. 【請求項６】 流線形のミサイル本体と、 ミサイル本体に取付けられている１組の制御翼と、 ミサイル本体の縦方向の中心線に平行な円筒軸を有する
   ミサイル本体上に取付けられた円筒型の回転ベアリング
   と、 この回転ベアリングによって支持されている可撓バンド
   翼とを具備し、 可撓バンド翼がミサイル本体および可撓バンド翼上に作
   用する気流圧力に応じてミサイル本体の中心線を中心に
   回転可能にされていることを特徴とする飛翔体。
7. 【請求項７】 回転ベアリングの円筒軸がミサイル本体
   の縦方向の中心線と一致している請求項６記載の飛翔
   体。
8. 【請求項８】 ミサイル本体を前方に駆動させる推進エ
   ンジンをさらに具備している請求項６記載の飛翔体。