JP2912368B1 - 誘導飛しょう体およびその誘導方法 - Google Patents

Abstract

【要約】 【課題】 航空機から後方の目標体に向けて発射され、
飛しょう速度が機体後方を向いた状態から零速度へと経
過し、さらには機体前方を向いた状態へと逆転するまで
の全ての誘導過程において、誘導飛しょう体を常に安定
に飛しょうさせることを目的とする。 【解決手段】 航空機に後向きに搭載された誘導飛しょ
う体において、発射後に展開翼を閉じて機体前方の格子
翼の揚力で空力的な静安定性を確保し、かつ推進装置点
火後に機体後方の展開翼を開いて揚力を増すことで発射
直後と終末期における誘導飛しょう体の空力的な静安定
性を確保し、また推力偏向を行なうことで速度零付近の
不安定領域での姿勢を安定に保つ。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ヘリコプター、
飛行機などの航空機に搭載され、当該航空機の後方に位
置する他の航空機、誘導弾などの目標体に向けて発射も
しくは投下されて、後方へ向けて飛しょう可能な誘導飛
しょう体およびその誘導方法に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】以下に、航空機（以下母機とする）に搭
載され、後方発射可能な誘導飛しょう体に関する従来例
を説明する。図１４に示すように、後方発射可能な誘導
飛しょう体１は、その機体の前方が飛行中の母機２の後
方（図の右方向）を向くようにして母機２に搭載され
る。母機２の後方で脅威となる航空機、誘導弾などの目
標体３が存在した場合、誘導飛しょう体１は、母機２か
ら発射指令が与えられ、母機２から分離されて目標体３
へ向けて飛しょうする。

【０００３】図１５（ａ）は従来の誘導飛しょう体１の
構成要素を示す図であり、図において、４は母機２に搭
載される誘導飛しょう体１の機体、５は機体４の前方
（図の右側）に配置され、その前部に電波センサ、光波
センサなどのシーカ部６を有する誘導装置、７は機体４
の前方に装着されたドーム、８は機体４の後方（図の左
側）に固定された安定翼である後翼、９は機体４に回動
可能に支持された操舵翼、１０は前方に固定された安定
翼である前翼、１１は誘導飛しょう体１に推進力を発生
する推進装置、１２は推進装置１１を覆うように機体４
の後方に装着されたカバーを示す。また、図１５（ｂ）
は推進装置１１の内部構成を示すもので、図において、
１３は推進装置１１の内部に設けられ機体４の後方向
（図の左方向）に燃焼ガスを噴出して推進力を発生する
ノズル、１４は機体４の推力を偏向する推力偏向装置、
１５はベーンを示す。

【０００４】このような誘導飛しょう体１の各構成要素
は、次のように作用する。後翼８、操舵翼９、前翼１０
は、それぞれ機体４の胴体外周を機軸方向から見て４等
分する各位置に１枚づつ計４枚が各一組となって装着さ
れ、後翼８、操舵翼９、および前翼１０と推力偏向装置
１４によって、誘導飛しょう体１の姿勢安定が確保され
る。ドーム７は、電波や光波を透過する素材で形成さ
れ、誘導装置５のシーカ部６を保護するとともに、機体
４の空気抵抗を低減する作用をもつ。また誘導飛しょう
体１は、発射してからしばらくは推進装置１１を先頭と
してドーム７から推進装置１１に向かう方向（機体後
方）に飛しょうし、推進装置１１が点火されるまでの間
はカバー１２が装着される。また、推力偏向装置１４
は、ノズル１３の噴出口の周囲にべーン１５を設けて構
成されるものであり、後述する推力偏向角指令に応じて
ベーン１５を所望の位置に駆動し、ノズル１３から噴出
される推進薬の燃焼ガスを偏向させることによって、機
体４に所望の回転モーメントを発生させることができ
る。なお、推力偏向装置１４の他の例として、特開平５
−３４０９６号公報に開示されているような、機体４の
重心から離れた位置で、かつ機軸方向から見て胴体外周
を４等分する各位置に４つのガス噴出装置を配設したも
のがある。これは、機軸に直交する方向に対して各ガス
噴出装置を適宜噴出することにより、機体４の推力を所
望の方向に偏向することができる。

【０００５】さらに、図１６は従来の誘導飛しょう体１
を目標体３へ誘導するとともに、機体の姿勢を安定させ
る制御系の構成を示す図である。図において、１６は慣
性装置、１７は航法計算回路、１８はゲイン計算回路、
１９は舵角および推力偏向角指令計算回路、２０は操舵
翼９を回動させる操舵翼駆動装置である。

【０００６】次に、この制御系の動作について説明す
る。誘導飛しょう体１は、発射時に母機２から目標体３
の位置、速度などを示す目標情報が与えられる。発射後
は、その目標情報に基づいて誘導装置５が目標体３の捜
索を行い、シーカ部６が目標体３を捕捉してその追尾が
行なわれる。また誘導装置５は、目標体３の誘導飛しょ
う体１に対する追尾誤差を基に、誘導飛しょう体１と目
標体３との間に成される目視線角度の変化率を推定し、
誘導飛しょう体１の目標体３への誘導方向や目標速度を
示す目標誘導信号を発生する。慣性装置１６では、その
内部に有する慣性センサ部で機体４の角速度と加速度が
計測され、その計測結果が慣性情報信号として航法計算
回路１７と舵角および推力偏向角指令計算回路１９に出
力される。航法計算回路１７では、誘導装置５からの目
標誘導信号と慣性装置１６からの慣性情報信号に基づい
て、誘導に必要な加速度指令および角速度指令が計算さ
れる。また、誘導飛しょう体１が母機２から発射される
ときに、慣性装置１６は、母機２から誘導飛しょう体１
の初期高度と初期速度が与えられる。慣性装置１６で
は、この初期高度および速度と、発射後に内部の慣性セ
ンサ部で計測される機体４の角速度および加速度に基づ
いて、内部に有する計算部で誘導飛しょう体１の高度と
速度が計算される。さらにゲイン計算回路１８では、慣
性装置１６で計算された高度と速度に応じてオートパイ
ロット系ゲインが計算される。舵角および推力偏向角指
令計算回路１９では、航法計算回路１７から与えられる
加速度指令と慣性装置１６から与えられる加速度の計測
データとから加速度偏差を算出し、この偏差にゲイン計
算回路１８で計算されたオートパイロット系ゲインの乗
数を掛け合わせ、またこの掛け合わせた結果と慣性装置
１６から与えられる角速度に基づいて、誘導飛しょう体
１が目標体３に会合するまでの所定の航法を実現する舵
角指令および推力偏向角指令を計算する。この舵角指令
は操舵翼駆動装置２０に出力され、操舵翼９が操舵され
て誘導飛しょう体１において所要の舵角がとられる。ま
た、舵角および推力偏向角指令計算回路１９からの推力
偏向角指令は、推力偏向装置１４に入力され所要の方向
に誘導飛しょう体１の推力が偏向される。

【０００７】次に、従来の誘導飛しょう体１が、母機２
から発射されてから目標体３に会合するまでの誘導過程
について説明する。図１７は、母機２から発射され後方
に向けて飛しょうする誘導飛しょう体１の挙動を示す図
である。

【０００８】図において、２１は、誘導飛しょう体１が
例えば超音速領域で飛行中の母機２から後方に向けて発
射され、機体後方に向かう速度Ｖｂで飛しょうしている
段階、２２はｔｒ３秒後に推進装置１１が点火されると
ともに、誘導飛しょう体１が機体後方を向いた速度Ｖｃ
で飛しょうしている段階、２３は誘導飛しょう体１が推
進装置１１からドーム７に向かう方向（機体前方）の速
度Ｖａで飛しょうしている段階を示す。

【０００９】母機２に対して脅威となる目標体３の存在
が確認された後、母機２から発射された誘導飛しょう体
１は、推進装置１１が点火される前の段階２１のよう
に、母機２の速度Ｖ０とほぼ同じ機体後方に向かう飛し
ょう速度Ｖｂで飛しょうする。その後、推進装置１１が
点火されると、初期には機体後方に向かう速度Ｖｃをも
つ段階２２を経過する。その後誘導飛しょう体１は加速
され、最終的に機体前方に向かう飛しょう速度Ｖａをも
つ段階２３に至って目標体３まで誘導される。このよう
な過程を経る間に、誘導飛しょう体１は空力的に不安定
な速度領域である機体後方に向かう速度Ｖｃをもつ段階
２２を経過し、さらに機体の速度が零近傍となる速度領
域も経過していく。

【００１０】図１８は従来の誘導飛しょう体１に作用す
る空力的なモーメントを示す図であり、図１８（ａ）は
機体前方へ飛しょうする場合、図１８（ｂ）は機体後方
へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。図１８（ａ）にお
いて、Ｖａは機体前方へ飛しょうする段階２３の誘導飛
しょう体１の速度ベクトル、αは機体周囲の気流に対す
る迎え角、Ｌ１は前翼１０の揚力、Ｘｃ１は重心Ｇ１か
ら前翼１０の空力中心までの距離、Ｌ２は後翼８の揚
力、Ｘｃ２は重心Ｇ１から後翼８の空力中心までの距
離、Ｍａは機体前方へ飛しょうする段階２３の場合の重
心Ｇ１周りの回転モーメント、図１８（ｂ）においてＶ
ｂは機体後方へ飛しょうする段階２１の誘導飛しょう体
の速度ベクトル、Ｍｂは機体後方へ飛しょうする段階２
１の場合の重心Ｇ１周りの回転モーメント、Ｖａｉｒは
気流の速度ベクトル（対気速度）を示す。

【００１１】誘導飛しょう体１が機体前方に向かう速度
Ｖａをもつ段階２３においては、基本的に空力的な静安
定性を確保することが出来る。これは、後翼８の面積が
前翼１０の面積より大きいため、同じ迎え角をとる場合
の揚力は後翼８のほうが大きく、例えば迎え角αの場合
は数１に示すように、前翼１０の揚力Ｌ１、重心Ｇ１か
らの距離Ｘｃ１、後翼８の揚力Ｌ２および重心Ｇ１から
の距離Ｘｃ２との関係から、ドーム７側で迎え角αを低
減させる頭下げのモーメントＭａが発生することに因
る。（モーメントは頭下げ正とする。）

【００１２】

【数１】

【００１３】すなわち、目標体３の追尾誤差を修正する
ために機体４の姿勢角を偏向したり、機体周囲の気流の
乱れによって気流の方向が変化するなどの外乱が作用し
て迎え角αが発生しても、それを打ち消すモーメントＭ
ａが生じて機体４の気流に対する静安定性が確保でき
る。なお、このとき誘導飛しょう体１の空力中心は重心
Ｇ１よりも気流に対して後流側にある。

【００１４】一方、母機２から発射直後には、誘導飛し
ょう体１は機体後方に向かう速度をもつ段階２１にな
る。ここで誘導飛しょう体１が迎え角αをとるときに、
操舵翼９および推力偏向装置１４が作動しない状態を仮
定すると、段階２３における誘導飛しょう体１の挙動と
同様に、気流に対して前翼１０の揚力Ｌ１、後翼８の揚
力Ｌ２が発生する。その場合に重心位置がほぼ同一とす
ると、段階２３の場合と同様に揚力によってモーメント
が発生するが、ここでのモーメントＭｂは数２に示すよ
うになるため、推進装置１１側で頭上げのモーメントと
なり迎え角αをさらに増大させる方向に作用する。

【００１５】

【数２】

【００１６】その結果、前翼１０と後翼８のみでは気流
に対する姿勢の維持が困難になり、絶えず推力偏向装置
１４や操舵翼９を用いて迎え角αを打ち消すモーメント
を常に発生させる必要がある。なお、このときの誘導飛
しょう体１の空力中心は重心Ｇ１よりも気流に対して上
流側にある。

【００１７】次に、後方発射可能な誘導飛しょう体に関
する他の従来例を示す。図１９は、特開平５−７９７９
８号公報に開示された、従来の飛しょう体用の空力特性
変更装置を示すものであり、図１９（ａ）は機体後方へ
飛しょうする場合、図１９（ｂ）は機体前方へ飛しょう
する場合をそれぞれ示す。図において、２４は飛しょう
体、２５は飛しょう体２４の後翼、２６は飛しょう体２
４の前翼である操舵翼、２７は通電指令を受けて爆発し
切断される爆発ボルト、２８は操舵翼２６の後方に近接
して、爆発ボルト２７の作動（爆破破断）により離脱可
能に固定された付加翼、２９は機軸にほぼ平行に胴体の
外方に支持されて前後の気圧差（動圧差）を検知する差
圧センサ、３０は差圧センサ２９の前後圧から差圧を検
出し、爆発ボルト２７を爆発させる通電指令を発する差
圧検出器、３１は機体後方に推力を発生する推進装置、
Ｇ２は後翼２５と操舵翼２６の間に位置する機体の重心
を示し、ドーム７は図１５と同様なものである。

【００１８】次に、この空力特性変更装置の動作につい
て説明する。飛しょう体２４が母機２から後方発射され
た初期には、推進装置３１によって機体前方（図１９
（ａ）の右方向）に推力を発生しているが、もともと母
機２は飛しょう体２４の機体後方（図１９（ａ）の左方
向）に進行しており、飛しょう体２４も惰力によって後
方（図１９（ａ）の左方向）に飛しょう中で、気流Ｖａ
ｉｒは図１９（ａ）の矢印の向き（図の右方向）に流れ
ている。このとき、付加翼２８および操舵翼２６と、後
翼２５とのバランスによって空力中心は重心Ｇ２より気
流に対して後流側（付加翼２８側）にあるので、空力的
に静安定性を保っている。

【００１９】一方、後方への速度が減じて、差圧センサ
２９における前後の気圧差がある程度以上小さくなる
と、飛しょう体２４は間もなく前方（図１９（ｂ）の右
方向）へ進むことになるので差圧検出器３０から通電指
令が発せられ、爆発ボルト２７が作動して付加翼２８が
分離され、操舵翼２６と後翼２５とのバランスによって
空力中心は重心Ｇ２の機体後方、すなわち図１９（ｂ）
の左方向に移る。このとき、気流Ｖａｉｒは図１９
（ｂ）の矢印の向き（図の左方向）に流れており、空力
中心は重心Ｇ２より気流に対して後流側（後翼２５側）
にあるので、空力的に静安定となる。また、この場合の
飛しょう体２４の姿勢は、操舵翼２６で制御される。

【００２０】すなわち、飛しょう体２４の重心Ｇ２に対
し、空力中心を機体前方に配置するのに必要な翼面積を
有する付加翼２８を、飛しょう体２４の前翼２６の後方
近傍に離脱可能に固定することにより、母機２から後方
に向けて発射された飛しょう体２４が後進している間
は、気流が飛しょう体２４の機体後方から前方に流れて
いるのに対し、空力中心は重心Ｇ２より後流側に位置す
ることになって空力的に静安定させることができる。ま
た、飛しょう体２４の対気速度が０近傍になったところ
でこれを検知して付加翼２８を離脱させることにより、
飛しょう体２４が前進に転じて気流が飛しょう体２４の
機体前方から後方に流れても、飛しょう体２４の空力中
心が重心Ｇ２より気流に対して後方に移動するため、空
力中心は重心Ｇ２より後流側となって空力的に静安定さ
せることができる。

【００２１】

【発明が解決しようとする課題】以上説明したように、
誘導飛しょう体が母機から後方に向けて発射された場
合、その飛しょう過程において飛しょう速度が機体後方
から前方に変化する。このとき、最初の従来例で示した
図１５のような推力偏向装置を用いた誘導飛しょう体１
においては、次のような問題があった。

【００２２】誘導飛しょう体１では後翼８が前翼１０よ
りも大きいため、機体後方に飛しょうしている間は前翼
１０と後翼８にそれぞれ作用する揚力のバランスによ
り、迎え角αを増大させる頭上げのモーメントが発生し
空力的に不安定な状態が生じて、機体の姿勢安定の確保
が困難になるという問題があった。

【００２３】また、機体の姿勢安定を確保するために、
推力偏向装置１４および操舵翼９を用いて推力や揚力を
偏向させ、この頭上げのモーメントを打ち消す方向にモ
ーメントを発生させるような機体の姿勢制御を行ったと
しても、その制御力を上回る外乱が加わった場合には制
御不能となるという問題があった。

【００２４】また、推力偏向装置１４による推力偏向や
操舵翼９の駆動によって姿勢制御を実施できたとして
も、機体前方に向かう速度で飛しょうする場合と機体後
方に向かう速度で飛しょうする場合とでは、操舵翼９に
作用する空力中心が翼長の前後に大きく移動するため、
操舵翼９の回転に要するトルクが大きくなる。このた
め、操舵翼９を駆動するモータとして、大出力を発生す
る大型なものが必要となり、そのようなモータを実装す
るためのスペースの拡大に応じて機体が大型化するとと
もに、駆動のための消費電力が大きくなり、さらにモー
タや機体が高価なものになるなどの問題が生じた。

【００２５】さらにまた、内部に推力偏向装置１４を備
えた推進装置１１においては、機体後方に向かう速度で
飛しょう中に頭上げのモーメントによって常に姿勢の不
安定な状態が生じるので、機体前方へ飛しょうするため
の機軸方向の推力に加えて、推力偏向のために機軸に垂
直な方向の推力を絶えず発生させて機体の姿勢を常に維
持する必要がある。このため、機体に大容量の推進薬を
搭載するとともに、高出力のノズルを実装する必要があ
り、機体が大型化するという問題があった。また誘導飛
しょう体１を搭載するための航空機は、一般に搭載物の
重量や大きさに制限があるため、このような機体の大型
化によって搭載母機にも問題が生じる可能性があった。

【００２６】次に、第２の従来例に示すような図１９の
空力特性変更装置を用いた飛しょう体２４においては、
次のような問題があった。飛しょう体２４の空力特性変
更装置は、爆発ボルト２７によって付加翼２８を分離す
る火口品であり、飛行中の航空機から発射された後に付
加翼２８を分離するとき、爆発によって付加翼２８など
の空中飛散物が機体の四方に飛び散るため、その飛散物
が機体自身や母機２の他、目標体３以外の航空機などに
衝突して損傷を与える可能性があり、空域の安全性を確
保するという観点では問題が生じた。

【００２７】また、飛しょう体２４における空力特性の
変更と操舵翼２６のみで機体を静安定させようとして
も、機体後方から前方へと飛しょう速度が変化する過程
で、速度が零に近づくとともに揚力が低下するため、気
流の乱れによって機軸に垂直な方向に外力が作用する場
合には、それを打ち消すための制御力を与えられず機体
の姿勢を制御できなくなる。特に、飛しょう体２４は後
翼２５、操舵翼２６、および付加翼２８に平面翼を用い
ており、例えば翼下面の流れが下方に偏向されるような
大きな迎え角をとる場合には、飛しょう速度が遅くなる
につれて翼上面で流れの剥離が起こり、揚力が低下して
機体が失速する可能性があった。このため、外乱に対し
て姿勢の安定を確保できないという問題が生じた。

【００２８】さらに、飛しょう体２４の飛しょう速度が
機体後方から前方へと変化するのに伴って、操舵翼２６
に作用する空力中心が翼長の前後に大きく移動し、操舵
翼２６を回転させるための所要トルクが大きくなる。こ
のため、上述したように操舵翼２６の駆動モータが大き
くなり、機体の大型化や消費電力の増加などを招くとい
う問題が生じた。

【００２９】この発明は係る課題を解決するためになさ
れたものであり、推力偏向装置のみ、あるいは空力特性
変更装置のみを利用した従来のものと比較して、機体後
方から前方に向かうまでの全ての速度領域で、より安定
な飛しょうを確保できる誘導飛しょう体を得ることを目
的としている。

【００３０】

【課題を解決するための手段】この発明に係る第１の発
明の誘導飛しょう体は、飛しょう中の航空機から分離さ
れ、当該航空機の後方へ向けて飛しょう可能な機体と、
前記機体の飛しょう速度が零近傍であることを検知する
検知手段と、前記検知手段での検知に応じて前記機体の
重心に対して空力中心を機体後方に移動させる空力特性
変更手段と、複数の平面翼が交差して格子形状を成す操
舵翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段とを
備えたものである。

【００３１】また、第２の発明の誘導飛しょう体は、第
１の発明において、前記空力特性変更手段として、前記
検知手段での検知に応じて前記機体の重心に対して空力
中心を前記機体後方に移動させるように展開する展開翼
を備えるとともに、前記操舵翼を、前記機体前方に配設
したものである。

【００３２】また、第３の発明の誘導飛しょう体は、飛
しょう中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向
けて飛しょう可能な機体と、前記機体の飛しょう速度が
零近傍であることを検知する検知手段と、複数の平面翼
が交差して格子形状を成し、前記機体前方に配設された
開閉翼と、前記機体後方に配設された操舵翼と、前記機
体の推力を偏向させる推力偏向手段とを備え、前記開閉
翼は、通常は展開され、前記検知手段での検知に応じて
前記機体の重心に対して空力中心を前記機体後方に移動
させるように閉じる手段を有したものである。

【００３３】また、第４の発明の誘導飛しょう体は、飛
しょう中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向
けて飛しょう可能な機体と、前記機体の飛しょう速度が
零近傍であることを検知する検知手段と、前記機体の重
心に対して空力中心を機体後方に移動させるように展開
する展開翼と、前記機体に配設された操舵翼と、前記検
知手段での検知に応じて、前記機体の機軸に垂直な方向
へ推力を与える推力偏向手段とを備えたものである。

【００３４】また、第５の発明の誘導飛しょう体は、第
１から第４の発明のいずれかにおいて、前記機体後方に
配置された推進装置と、前記推進装置の点火前は前記推
進装置を覆い、前記推進装置の点火段階で離脱されるカ
バーとを備えたものである。

【００３５】また、第６の発明の誘導飛しょう体は、第
１から第４の発明のいずれかにおいて、前記機体の速度
を計測する慣性装置を備え、前記検知手段は、前記慣性
装置から得られる速度が所定の値より小さいときに前記
機体の飛しょう速度が零近傍であると検知する機能を有
するものである。

【００３６】また、第７の発明の誘導飛しょう体は、第
１から第４の発明のいずれかにおいて、前記機体に配設
され、前記機体周囲の気流の方向に応じて向きを変える
風向プローブと、前記風向プローブの角度を検出する角
度検出手段とを備え、前記検知手段は、前記角度検出手
段からの角度情報に基づいて前記機体の飛しょう速度が
零近傍であることを検知するものである。

【００３７】また、第８の発明の誘導飛しょう体の誘導
方法は、機体の飛しょう速度を検知する検知手段と、前
記機体の重心に対して空力中心を機体後方に移動させる
ように展開する展開翼と、前記機体前方に配設された操
舵翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段とを
具備した誘導飛しょう体の誘導方法において、前記誘導
飛しょう体は、飛しょう中の航空機の後方に機体前方を
向けた状態で当該航空機から分離された後、前記展開翼
を閉じたまま前記機体後方に飛しょうする段階、前記検
知手段で前記機体の飛しょう速度が零近傍であることを
検知した後、前記推力偏向手段で機軸に垂直方向の推力
を発生させ前記機体の姿勢を保持する段階、および前記
展開翼を展開して前記機体前方に飛しょうする段階を経
て、目標体へ向けて誘導する方法である。

【００３８】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１、図２および
図３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はこの実施の形態における誘導飛しょう体３
２の構成を示す図であり、図において３３は翼展開判定
回路、３４は展開翼展開装置を示し、その他は図１６の
従来例と同じものである。また、図２はこの実施の形態
における誘導飛しょう体３２の構成要素を示す図で、図
２（ａ）は機体後方へ飛しょうする場合、図２（ｂ）は
機体前方へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。図２
（ａ）において、３５は機体４の後方（図の左側）に固
定され、機軸の前後方向に対称な台形状の平面安定翼で
ある固定翼、３６は機体４の前方（図の右側）に前翼と
して設けられ、機軸に垂直な操舵軸まわりに回動可能に
支持された格子翼を示し、固定翼３５、格子翼３６は、
それぞれ機体４の胴体外周を機軸方向から見て４等分す
る各位置に１枚づつ計４枚が各一組となって装着され
る。また図２（ｂ）において、３７は各固定翼３５に展
開可能に支持された平面状の展開翼を示し、４、７、１
１、１２は図１５の従来例と同じものである。また、図
３は、航空機から発射もしくは投下された誘導飛しょう
体３２の挙動を示す図である。

【００３９】次に動作について説明する。図３におい
て、速度Ｖ０（例えば超音速領域）で飛しょうする母機
２から発射もしくは投下され、分離された誘導飛しょう
体３２は、段階３８に示すように、分離直後には速度Ｖ
ｂで母機２の進行方向に向かって飛しょうする。この
時、図２（ａ）に示すように誘導飛しょう体３２は、機
体４のドーム７を後方にし、機体４に保持されたカバー
１２を先頭にして機体後方に飛しょうする。この飛しょ
う状態においては、機体４の格子翼３６の揚力特性と固
定翼３５の揚力特性とのバランスより、格子翼３６の揚
力が勝るため静安定性が確保され、機体４が安定に飛し
ょうする。また、カバー１２を備えることによって推進
装置１１内部への気流の流入を防ぐことができる。

【００４０】その後、母機２より分離されてからｔｒ１
秒後には、図３の段階３９に示すように推進装置１１が
点火されるとともに、カバー１２の保持部材が外れてカ
バー１２が機体後方に放出され、気流の流れとは反対の
方向に推進装置の噴煙１１ｂが放出される段階に至る。
この段階３９では、推進装置１１の推進力と機体４の空
気抵抗の働きにより、母機２と同じ方向、すなわち機体
後方に向かう速度Ｖｃ（例えば亜音速領域）は減速さ
れ、母機２より分離されてからｔｗ１秒後には、母機２
の進行方向とは逆の方向、すなわち機体前方に向かう速
度Ｖａをもつようになり、段階４０に示す飛しょう過程
に至る。図２（ｂ）のように、この状態で展開翼３７が
展開することによって、機体４の静安定性が常に保たれ
る。なお誘導飛しょう体３２は、母機２から分離される
ときに母機２より点火時間ｔｒ１を設定するための情報
が与えられ、推進装置１１において予め点火時間ｔｒ１
が設定される。

【００４１】次に、図１により展開翼３７の展開制御と
その原理を説明する。機体４の速度が減速されていく過
渡の段階３８、３９では、飛しょう速度の変化により機
体４の制御に必要な回路のゲインなどが大幅に変化す
る。そこで図１６に示した従来の誘導飛しょう体１と同
様に、誘導装置５では目標追尾信号に基づいて目標誘導
信号が計算される。慣性装置１６では、その慣性センサ
部で機体４の角速度と加速度が計測されて慣性装置１６
と舵角および推力偏向角指令計算回路１９に出力される
とともに、その計算部で飛しょう高度と速度などが計算
されてゲイン計算回路１８に出力され、ゲイン計算回路
１８においてこの高度と速度に応じたオートパイロット
系ゲインの乗数が計算される。また、航法計算回路１７
では、誘導装置５からの目標誘導信号と慣性装置１６か
らの角速度と加速度に基づいて加速度指令あるいは角速
度指令が計算される。舵角および推力偏向角指令計算回
路１９では、航法計算回路１７からの角速度指令、加速
度指令と、慣性装置１６からの角速度、加速度の観測デ
ータと、ゲイン計算回路１８からの乗数によって、所定
の航法を実現する舵角および推力偏向角指令が計算さ
れ、その舵角指令を操舵翼駆動装置２０に出力し、また
その推力偏向角指令を推力偏向装置１４に出力する。こ
の出力された舵角指令、および推力偏向角指令に基づい
て、操舵翼駆動装置２０および推力偏向装置１４は機体
４に対して時々刻々と所要の姿勢制御を行う。例えば図
２（ａ）において、カバー１２の先端を上げる方向に誘
導飛しょう体３２の機体４を傾ける舵角指令が出力され
た場合は、操舵翼駆動装置２０が操舵翼３６ｂを図に向
かって左回り（図の矢印イの方向）に回し、またカバー
１２の先端を下げる方向に誘導飛しょう体３２の機体４
を傾ける舵角指令が出力された場合は、操舵翼駆動装置
２０が操舵翼３６ｂを図に向かって右回り（図の矢印ロ
の方向）に回すようにして操舵が行なわれる。また、例
えば図２（ｂ）において、ドーム７の先端を上げる方向
に誘導飛しょう体３２の機体４を傾ける推力偏向角指令
が出力された場合は、推力偏向装置１４が図の下方向
（図の矢印ハの方向）に推力を与え、ドーム７の先端を
下げる方向に誘導飛しょう体３２の機体４を傾ける推力
偏向角指令が出力された場合は、推力偏向装置１４が図
の上方向（図の矢印ニの方向）に推力を与えるようにし
て推力偏向が行なわれる。

【００４２】一方、この実施の形態においては、慣性装
置１６で観測された飛しょう速度が翼展開判定回路３３
へ与えられる。翼展開判定回路３３において、この観測
された飛しょう速度が、速度零近傍の所定の速度基準値
（例えば時速５０ｋｍ）を下回り、機体後方から前方へ
と飛しょう速度が逆転することが検知されると、翼展開
指令が発生される。展開翼展開装置３４では、翼展開判
定回路３３から翼展開指令を与えられて展開翼３７を展
開動作させる。その結果図２（ｂ）に示すように、固定
翼３５から展開翼３７が展開された翼形状になり、前翼
である格子翼３６よりも固定翼３５と展開翼３７とで形
成される後翼の方が翼面積が大きくなり、空力中心が気
流に対して重心よりも後流側に移動し、揚力特性が向上
して飛しょう経路における機体４の静安定性が確保され
る。

【００４３】ここで、図４によって飛しょう速度と静安
定との関係を詳細に説明する。図４（ａ）は展開翼３７
の展開後に誘導飛しょう体３２に作用する空力的なモー
メントを示し、図４（ｂ）は展開翼３７の展開前に誘導
飛しょう体３２に作用する空力的なモーメントを示す図
である。

【００４４】誘導飛しょう体３２が機体後方に向かう速
度Ｖｂで飛しょうする図３の段階３８の場合には、展開
翼３７が収納され固定翼３５と格子翼３６によって、空
力的な静安定性を確保することが出来る。これは、図４
（ｂ）に示すように、迎え角αをとった場合の機体前方
の格子翼３６の揚力Ｌ３が、機体後方の固定翼３５の揚
力Ｌ２よりも大きくなるように翼を形成することによ
り、格子翼３６の重心Ｇからの距離Ｘｃ３と固定翼３５
の重心Ｇからの距離Ｘｃ４との間の数３に示すモーメン
トバランスの関係から、カバー１２側で迎え角αを低減
させる頭下げのモーメントＭｂが発生することに因る。
（モーメントは頭下げ正とする。）なお、誘導飛しょう
体３２が機体後方に向かう速度Ｖｃで飛しょうする段階
３９の場合も、段階３８の場合と同様に静安定性が確保
できる。

【００４５】

【数３】

【００４６】このため、飛しょう速度が機体後方から機
体前方へ変化する過程において、誘導飛しょう体３２が
機体後方に向けて飛しょうする場合には、迎え角αが発
生したときにそれを打ち消すモーメントＭｂが発生し、
気流に対する機体４の静安定性が確保できる。

【００４７】また、推進装置１１の推力と空気抵抗の作
用により、誘導飛しょう体３２の飛しょう速度が逆転
し、速度Ｖａで機体前方へ飛しょうする図３の段階４０
に至る場合には、固定翼３５から展開翼３７が展開され
る。ここで誘導飛しょう体３２が、気流に対して図４
（ｂ）の場合と同じ迎え角αをとったと仮定すると、図
４（ａ）に示すように、固定翼３５と展開翼３７から成
る後翼で揚力Ｌ４が発生する。この揚力Ｌ４は固定翼３
５の揚力に展開翼３７の揚力を加えたようにして発生す
るため、展開翼３７の翼面積を十分大きくすることによ
って、格子翼３６の揚力Ｌ３よりも後翼の揚力Ｌ４を大
きくとることができる。その場合に機体４を回転させよ
うとするモーメントＭａは、数４に示すドーム７側で頭
下げのモーメントとなり、迎え角αを減少させる方向に
作用する。

【００４８】

【数４】

【００４９】その結果、飛しょう速度が機体後方から機
体前方へ変化する過程において、誘導飛しょう体３２が
機体前方に向けて飛しょうする場合でも、空力的な静安
定性が確保され、気流に対する機体４の姿勢を安定に保
つことができる。このため、母機２から発射された直後
の後方の気流が乱れた空気的な外乱の強い領域では、空
力的な静安定性を確保して母機から安全に離脱され、目
標体３に至る終末期においても、空力的な静安定性を確
保して機体４の姿勢を安定に保ったまま飛しょうでき
る。また、推進装置１１が点火されずに飛しょう中の母
機２から投下された状態であっても、機体４が大きく上
下動することなく、常に姿勢が安定した状態で母機から
安全に離脱される。

【００５０】一方、誘導飛しょう体３２は、飛しょう速
度が機体後方から機体前方へと変化する過度期で、速度
が零近傍となる速度領域を通過する。この速度領域で
は、各翼に作用する揚力が小さくなり、誘導飛しょう体
３２にとって空力的に不安定な状態が発生する。

【００５１】このため、この実施の形態の誘導飛しょう
体３２では、推力偏向装置１４によって機体４の姿勢を
安定に保つように制御を行なう。例えば、舵角および推
力偏向角指令計算回路１９は、慣性装置１６で観測され
る飛しょう速度の大きさが所定値より小さくなった（例
えば速度の大きさが時速１００ｋｍ以下になった）こと
が検知されると、慣性装置１６で計測される速度と加速
度に基づいて、機体４を空間安定させるように機軸に対
して垂直な方向の推力を与える推力偏向角指令を発生す
る。推力偏向装置１４では、舵角および推力偏向角指令
計算回路１９から推力偏向角指令を与えられて、その間
は絶えず推力偏向装置１４によって推力偏向制御が行な
われて機体４の姿勢が安定に保たれる。

【００５２】したがって、誘導飛しょう体３２では、全
ての速度領域で安定した飛しょうを実現することができ
る。また、全飛しょう過程において、通常は機体４の重
心に対し空力中心を後流側に移動させるとともに格子翼
３６を操舵することで空力的な静安定性を確保し、飛し
ょう速度の大きさが所定値より小さい場合や格子翼３６
の操舵による制御力を上回った場合にのみ推力偏向装置
１４を動作させることによって、従来の誘導飛しょう体
１と比べて推進装置１１における推進薬の消費が減少
し、効率の良い飛しょうを実現できる。なお、展開翼３
７は、誘導飛しょう体３２の飛しょう速度が完全に逆転
した後以外でも、例えば速度零近傍の所定の速度基準値
（例えば機体後方に時速５０ｋｍ）に至ったときから速
度が零に至るまでの間においても、翼展開判定回路３３
から翼展開指令が発生されて展開翼３７の展開が行なわ
れてもよい。ただしこの場合、前後の翼に作用する揚力
により機体４に発生するモーメントが、推力偏向装置１
４で発生できる機軸垂直方向の推力に比して十分小さく
なるような速度領域で展開を行う。

【００５３】次に、展開翼３７の展開動作の１例につい
て説明する。図５は展開翼３７の展開動作を示す図であ
り、図５（ａ）は展開翼３７が収納された状態を示し、
図５（ｂ）は展開翼３７が展開された状態を示し、図５
（ｃ）は展開翼３７のＣ−Ｃ断面を示す図である。図に
おいて、３４ｂは展開翼展開装置３４に設けられたロッ
クピン、３５ｂは固定翼３５に固定されたストッパ、３
７ｂは展開翼３７に突設されたレバー、４１は展開翼３
７の回転軸部、３７ｃは固定翼３５にばねで接続された
ロックピン、４１ｂは回転軸部４１に設けられ、展開翼
３７に回転トルクを与える巻きばね、モータなどのトル
カを示す。また、展開翼展開装置３４は固定翼３５に固
定されている。

【００５４】図５（ａ）のように、展開翼３７は、展開
翼展開装置３４へ翼展開指令が入力されるまで固定翼３
５の中に収納され、展開翼展開装置３４によって保持さ
れている。このとき、図５（ｃ）のように、固定翼３５
に固定されたロックピン３４ｂが、展開翼３７に設けら
れた穴部Ｂに嵌合することによって展開翼３７が保持さ
れる。展開翼判定回路３３から翼展開指令が発生し展開
翼展開装置３４に入力されると、展開翼展開装置３４
は、内部に有する電磁石を通電して電磁力を発生し、そ
の電磁力によって展開翼３７の穴部Ｂから離間させる方
向（図５（ｃ）の右方向）にロックピン３４ｂを可動す
る。これによって展開翼３７の保持が解放され、トルカ
４１ｂから矢印トの方向に回転するトルクを与えられ
て、展開翼３７が図５（ｂ）の矢印トの方向に回転す
る。その後、図５（ｂ）のように、展開翼３７のレバー
３７ｂがストッパ３５ｂに当接するところで展開が完了
する。また、このときロックピン３７ｃが、弾性力によ
って展開翼３７に設けられた切り欠き部Ｄに付勢され、
展開翼３７がラッチされて固定翼３５に保持される。

【００５５】なお、展開翼展開装置３４は、上述の例の
ような所定の角度展開したところで展開を完了させる以
外のもの、例えばトルカ４１ｂとして特にモータのよう
なアクチュエータを用いて、展開翼３７を任意の角度展
開するようなものであってもよい。また、この場合ロッ
クピン３７ｃをワイヤなどで引いて切り欠き部Ｄから離
間する方向に可動させて展開翼３７のラッチを解放し、
展開翼展開装置３４の電磁石に通電してロックピン３４
ｂを図５（ｃ）の右方向に可動させた状態で、固定翼３
５に収納されるまで展開翼３７を上述のモータで（矢印
トと逆方向に）回転させた後、展開翼展開装置３４内の
電磁石を遮断して、ロックピン３４ｂを展開翼３７の穴
部Ｂに嵌合するように移動させて展開翼をロックするこ
とにより、展開翼３７を再び収納することができる。こ
のため、誘導飛しょう体３２を母機２ヘ搭載する前に、
展開翼展開装置３４に直接翼展開指令を発生させて固定
翼３５から展開翼３７を展開させた後、再度展開翼３７
を固定翼３５に収納することによって、地上で展開動作
を確認することが可能となる。

【００５６】上記動作により、従来例のように爆発ボル
ト２７で分離するような付加翼２８を使用せずに、展開
翼３７を展開するだけで、機体４の重心に対する空力中
心を移動させる空力特性の変更ができるため、空力特性
の変更時に機体４の四方に飛散物を生じさせることがな
く、機体自身や搭載母機や他の航空機等に対してより安
全な運用が可能である。

【００５７】また、従来例のように空力特性変更手段と
して爆発ボルト２７のようなワンショット火口品を用い
て付加翼２８を分離するものを用いる場合、爆発ボルト
２７の爆発後に再度付加翼２８を取り付けることができ
ないため、誘導飛しょう体３２を母機２へ搭載する前
に、地上での動作確認を行なうことが不可能である。こ
れに対し、この実施の形態の誘導飛しょう体３２では、
展開翼展開装置３４と展開翼３７を用いているため、こ
のような地上における展開動作の確認を行なうことが可
能である。

【００５８】次に、この実施の形態における格子翼３６
の空力特性について説明する。図６は格子翼３６と従来
の誘導飛しょう体で用いられたような通常の平面翼につ
いて示した図であり、図６（ａ）は格子翼３６を誘導飛
しょう体の正面（機軸方向）から見た形状、図６（ｂ）
は格子翼３６を誘導飛しょう体の側面（機軸垂直方向）
から見た形状、図６（ｃ）は格子翼３６と同じ揚力特性
をもつ平面翼４２の機軸垂直方向から見た側面形状を示
す図である。図において、４３は操舵軸である。

【００５９】図６（ａ）に示すように、格子翼３６は細
長いプレート状の翼片を複数枚直交させ、箱型のフレー
ムの中に収納して形成される。この複数枚の翼片は、Ｎ
枚（Ｎ≧２）が互いに平行に配列され、このＮ枚のもの
に直交するＭ枚（Ｎ≧２）が互いに平行に配列されたよ
うな形状を有する。このため、図６（ｃ）に示す平面翼
４２の側面形状と比較して、図６（ｂ）の側面形状に示
すような極めて狭い翼長を実現できる。このとき、速度
の変化による空力中心の移動は翼長に比例するため、同
じ揚力特性を有する平面翼４２に比べて、操舵翼３６は
空力中心の移動が極めて短くなる。

【００６０】この関係を図７を用いて説明する。図７
（ａ）は格子翼３６を側面から見た図、図７（ｂ）は平
面翼４２を側面から見た図を示す。図７（ａ）、（ｂ）
において、ＸＲは発射直後における機体後方ヘ飛しょう
するときの翼の空力中心であり、ＸＦは速度が逆転し機
体前方へ飛しょうするときの翼の空力中心を示す（図の
右側が機体前方、左側が機体後方）。また矢印ホ、ヘ
は、各々の翼における、空力中心の移動量（ＸＲからＸ
Ｆまでの長さ）を示している。この移動量は、超音速や
亜音速の速度領域において起こるものであるが、本発明
のように速度方向が全く正反対になる場合は、翼長の前
後に著しい移動が生じる。

【００６１】特に、図７（ｂ）に示すように水平翼４２
では空力中心の移動量が大きくなり、ＸＲとＸＦの中心
に操舵軸４３を配置しても、各空力中心に作用する揚力
で生じるモーメントに打ち勝てるように操舵するために
は、大きな所要トルクが必要となって、操舵翼駆動装置
２０ｂが大きくなる。一方、図７（ａ）に示すように格
子翼３６では空力中心の移動量が少なく、操舵翼３６を
操舵軸４３周りに回動するための所要トルクが低く押さ
えられる。このため、操舵翼３６の駆動用に出力の小さ
なモータを使用できることから、従来の誘導飛しょう体
１と比べて、操舵翼駆動装置２０が小型になり、かつ消
費電力が小さくなる。また、操舵翼駆動装置２０を実装
するためのスペースが小さくてすむため、機体４をより
小型軽量にでき、費用対効果の優れた誘導飛しょう体を
実現できる。さらに、誘導飛しょう体３２を搭載する母
機２においても、搭載重量が減って航続距離が延伸し旋
回性能などが向上する。

【００６２】また、上述のように誘導飛しょう体３２の
飛しょう速度が遅くなるにつれ、機体４は空力的に最も
不安定な状態の速度領域に至る。図８は、飛しょう速度
が零に接近した場合における格子翼３６と平面翼４２の
気流の流れを示すものである。平面翼４２は、図８
（ｂ）に示すように気流に対して大きな迎え角をとる場
合に、翼の下面においては流れが下方向に偏向される
が、上面においては流れの剥離が生じて揚力が低下して
しまう可能性がある。しかし、格子翼３６は、図８
（ａ）に示すように複数の翼片が平行に配置され、それ
ぞれの翼片の上面が上方の翼片の下面に位置するため、
翼片の上面で流れの剥離が起こりそうになっても上の翼
片の影響で、強制的に流れが格子間を剥離せずに抜けて
いく。これが複数の格子間で起こるため、大きな迎え角
の場合にも流れが乱れずに効率よく流れて失速しにく
い。

【００６３】この実施の形態における誘導飛しょう体３
２は上記のように動作し、全ての誘導段階において常に
空力的な安定を確保できる。

【００６４】実施の形態２．図９、１０、１１を用いて
この発明に係る実施の形態２を説明する。図９はこの実
施の形態２における誘導飛しょう体４４の構成を示す図
であり、図において、４５は慣性センサ、４６は胴体の
外方において回転軸が機軸に直交するように設けられ、
回転可能に支持された風向プローブ、４７は速度高度領
域判定回路、４８は風向プローブ４６の角度を検出する
例えばポテンショメータ、エンコーダやレゾルバなどの
角度検出器を示す。図１０はこの発明の実施の形態２に
おける誘導飛しょう体４４の機体の外形を示したもの
で、図１０（ａ）は機体後方に飛しょう中で展開翼３７
が固定翼３５に収納されている状態を示し、図１０
（ｂ）は機体前方に飛しょう中で展開翼３７が展開した
状態を示す図である。また、図１１は風向プローブ４６
について示したもので、図１１（ａ）は風向プローブ４
６の構成を示し、図１１（ｂ）は機体前方に飛しょうす
るときの風向プローブ４６の動作を示し、図１１（ｃ）
は機体後方に飛しょうするときの風向プローブ４６の動
作を示し、図１１（ｄ）は風向プローブ４６の指向する
角度領域を示す図である。

【００６５】図９における慣性センサ４５は、発明の実
施の形態１における慣性装置１６の慣性センサ部のみか
らなり、加速度と角速度のみを計測するものである。図
１１（ａ）に示すように、風向プローブ４６は小型で長
方形状の平面翼と、平面翼の長手方向に直交する回転軸
を有し、かつその平面翼の端部が回転軸に接続されてお
り、気流の方向にしたがって吹き流しのように動く。誘
導飛しょう体４４が母機２から分離された直後の図３の
飛しょう段階３８においては、図１１（ｃ）のように風
向プローブ４６における平面翼の長手方向が、速度Ｖｂ
と反対のドーム７の方向を指向し、また展開翼３７が展
開してドーム７の方向に飛しょうする図３の段階４０の
場合には、図１１（ｂ）のように風向プローブ４６にお
ける平面翼の長手方向が、速度Ｖａと反対の推進装置１
１の方向を指向する。

【００６６】図１１に示すように風向プローブ４６の指
向する方向は機体４の進行方向に応じて変化しており、
角度検出器４８は、ドーム７と反対方向の機体後方に飛
しょうしている時は図１１（ｄ）のＡｍの角度領域を検
出し、ドーム７方向の機体前方に飛しょうしている時は
図１１（ｄ）のＡｐの角度領域を検出する。また、飛し
ょう速度が反転する速度が零近傍に至る過度期では、風
向プローブ４６が角度領域Ａｍと角度領域Ａｐとの間を
指向し、角度検出器４８で検出される角度領域が図１１
（ｄ）の角度領域Ａｔとなる。

【００６７】図９に示すように、この風向プローブ４６
の指向する角度を検出する角度検出器４８からの角度信
号と、慣性センサ４５からの加速度および角速度を示す
信号が速度高度領域判定回路４７に入力されると、速度
高度領域判定回路４７では、慣性センサ４５からの信号
と発射時に記憶された初期高度から、飛しょう高度およ
び速度領域が推定される。この推定された高度と速度に
より、翼展開判定回路３３による翼展開指令発生と、ゲ
イン計算回路１８でのオートパイロット系ゲインの計算
が可能になる。また、速度高度領域判定回路４７では、
角度検出器４８で検出された角度領域が所定の領域Ａｔ
にあることを検知することにより、飛しょう速度が零近
傍に至ったことを精度よく検知できる。このとき、舵角
および推力偏向角指令計算回路１９から推力偏向角指令
が発生され、推力偏向装置１４によって空力的に不安定
な速度領域での機体４の姿勢が安定に維持される。な
お、その他の作動は、実施の形態１と同じである。

【００６８】以上のようにこの発明の実施の形態２にお
いては、高価な慣性装置を使わなくとも安価な慣性セン
サ４５と、風見安定のある風向プローブ４６を使用する
ことにより、空力的に不安定な領域を精度よく検知する
ことが可能となる。

【００６９】なお、この実施の形態では、飛しょう速度
が零近傍に至ったことを検知するために風向プローブ４
６と角度検出器４８を用いたが、図１９の従来例に示し
たような差圧センサ２９を用いることによって、機体周
囲に流れる気流の速度を検出し、それに基づいて飛しょ
う速度が零近傍に至ったことを検知するようなものを用
いてもよい。

【００７０】実施の形態３．図１２を用いてこの発明に
係る実施の形態３を説明する。図１２は、この実施の形
態の誘導飛しょう体５２を示す構成図であり、図におい
て５３は格子翼の開閉を行なう格子翼開閉装置を示す。
また、図１３はこの実施の形態の動作について示す図で
あり、図１３（ａ）は機体後方へ飛しょうする場合、図
１３（ｂ）は機体前方へ飛しょうする場合をそれぞれ示
す。図１３（ａ）において５４は機体４に開閉可能に支
持された開閉翼である格子翼、５５は固定翼、５６は固
定翼５５と推進装置１１との間に配置された操舵翼を示
す。

【００７１】次に動作について説明する。この実施の形
態では、実施の形態１における格子翼３６に開閉機構を
加えた格子翼５４と、固定翼５５の後方（推進装置１１
側）に配置された操舵翼５６とを備えた。図１３（ａ）
において、母機から投下された直後の飛しょう段階で
は、格子翼５４は展開された状態で操舵翼として機能す
る。また、このとき展開翼３７は固定翼５５に収納され
ている。一方、図１３（ｂ）において、実施の形態１と
同様に翼展開判定回路３３において飛しょう速度が所定
の速度基準値に至ったことを検知し、飛しょう速度が逆
向きになったとき、翼展開判定回路３３から展開翼展開
装置３４に翼展開指令が発生されて展開翼３７が展開す
る。このとき、同時に翼展開判定回路３３から格子翼開
閉装置５３に開閉指令が発生され、格子翼開閉装置５３
に設けられたモータが駆動して格子翼５４を閉じるよう
に動作する。また、この状態では空力操舵は操舵翼５６
によって行われる。なお、このとき操舵翼５６の操舵軸
を、機体前方に向かう速度で飛しょうするときの空力中
心点付近へ機軸に垂直に配置することにより、操舵トル
クを小さくすることが可能となる。なお、その他の作動
は、実施の形態１と同じである。

【００７２】この実施の形態では、揚力及び空気抵抗の
大きい格子翼を機体後方の飛しょう速度をもつ領域のみ
で使用し、機体前方に向けて飛しょうする場合において
は格子翼を閉じて空気抵抗を抑圧することによって、射
程の延伸あるいは存速の増大が確保できる。その結果、
機体の姿勢を安定に保持したまま、空気力を効率よく利
用することが出来、後方の目標体に向けて効率良く飛し
ょうすることができる。

【００７３】なお、実施の形態１から実施の形態３のも
のは、この発明の主旨を満足するものであれば、これに
限定されることなく他の構成を用いてもよい。

【００７４】

【発明の効果】この発明に係る誘導飛しょう体は以上の
ように構成されているので、以下に記載するような効果
を奏する。

【００７５】この第１から第２の発明によれは、航空機
から後方に向けて分離され機体後方から前方へ飛しょう
するときに、重心に対する機体の空力中心を後方に移動
させて空力特性を変化させ、また格子形状を成す操舵翼
を備えることにより、常に空力的に安定で効率の良い飛
しょうが可能となる。

【００７６】また、この第２の発明によれば、機体後方
から前方への飛しょう速度の変化に応じて展開翼を展開
させて空力特性を変化させ、また格子翼で操舵すること
により、常に空力的に安定な状況を確保できるため、航
空機から分離された直後の航空機後方の気流が乱れ空気
的な外乱の強い領域であっても、航空機の安全性を維持
しながら飛しょうすることが出来る。また、航空機から
緊急に投下されたときでも安全に航空機から離脱出来
る。

【００７７】また、この第３の発明によれば、機体後方
から前方への飛しょう速度の変化に応じて開閉翼を閉じ
ることで、常に空力安定を確保しながらも機体前方に飛
しょうする時に空力抵抗を少なくすることができる。

【００７８】また、この第４の発明によれば、推力偏向
制御を実施することで速度零近傍の空力的な安定が確保
できない領域での姿勢を安定に保つことができる。

【００７９】また、この第５の発明によれば、機体後方
に飛しょうする時に推進装置を覆うカバーを備えること
により、推進装置内部への気流の流れを防ぐことができ
る。

【００８０】また、この第６の発明によれば、慣性装置
を備えることにより、飛しょう速度が零近傍に至ったか
否かを正確に検知することができ、機体が空力的に不安
定となる速度領域を正確に把握することが可能となる。

【００８１】また、この第７の発明によれば、機体周囲
に風向プローブを設けることにより、高価な慣性装置を
使用せずに飛しょう速度の領域の変化を精度よく検知す
ることが出来る。

【００８２】さらにまた、この第８の発明に係る誘導飛
しょう体の誘導方法によれば、航空機の後方に存在する
目標体へ向けて飛しょうする誘導飛しょう体の全誘導過
程において、機体の姿勢を常に安定に保持したままでの
誘導を実現できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明の実施の形態１の構成を示す図であ
る。

【図２】 この発明の実施の形態１の誘導飛しょう体の
動作を示す図である。

【図３】 航空機から分離された実施の形態１の誘導飛
しょう体の挙動について示す図である。

【図４】 この発明の実施の形態１における展開翼を使
用した場合の、誘導飛しょう体の空力的な回転運動を示
す図である。

【図５】 この発明の実施の形態１における展開翼の構
成図である。

【図６】 この発明の実施の形態１における格子翼と通
常の平面翼との関係について示す図である。

【図７】 この発明の実施の形態１における格子翼と通
常の平面翼との空力中心の移動について示す図である。

【図８】 この発明の実施の形態１における格子翼と通
常の平面翼との気流の流れについて示す図である。

【図９】 この発明の実施の形態２の構成を示す図であ
る。

【図１０】 この発明の実施の形態２の誘導飛しょう体
の外形を示す図である。

【図１１】 この発明の実施の形態２における風向プロ
ーブの動作について示す図である。

【図１２】 この発明の実施の形態３の構成図を示す図
である。

【図１３】 この発明の実施の形態３の動作を示す図で
ある。

【図１４】 航空機に搭載された誘導飛しょう体の外観
を示す図である。

【図１５】 従来の誘導飛しょう体の構成要素を示す図
である。

【図１６】 従来の誘導飛しょう体の構成を示す図であ
る。

【図１７】 航空機から発射された従来の誘導飛しょう
体が、発射されてから後方の脅威目標へと誘導されるま
での拳動を示す図である。

【図１８】 従来の誘導飛しょう体の空力的な回転運動
を示す図である。

【図１９】 従来の他の例の飛しょう体における空力特
性変更装置の構成を示す図である。

【符号の説明】

２ 母機、３ 目標体、４ 機体、５ 誘導装置、６
シーカ部、７ ドーム、１１ 推進装置、１２ カバ
ー、１３ ノズル、１４ 推力偏向装置、１５ベーン、
１６ 慣性装置、１７ 航法計算回路、１８ ゲイン計
算回路、１９舵角および推力偏向角指令計算回路、２０
操舵翼駆動装置、３２ 誘導飛しょう体、３３ 翼展
開判定回路、３４ 展開翼展開装置、３５ 固定翼、３
６ 格子翼、３７ 展開翼、４４ 誘導飛しょう体、４
５ 慣性センサ、４６ 風向プローブ、４７ 速度高度
領域判定回路、４８ 角度検出器、５２ 誘導飛しょう
体、５３ 格子翼開閉装置、５４ 格子翼、５５ 固定
翼、５６ 操舵翼。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.⁶，ＤＢ名) F42B 15/00 - 15/12 F42B 10/00 - 10/66 F41G 7/00 - 11/00

Claims (8)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ向けて飛しょう可能な機体と、前記機体
   の飛しょう速度が零近傍であることを検知する検知手段
   と、前記検知手段での検知に応じて前記機体の重心に対
   して空力中心を機体後方に移動させる空力特性変更手段
   と、複数の平面翼が交差して格子形状を成す操舵翼と、
   前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段とを備えた誘
   導飛しょう体。
2. 【請求項２】 前記空力特性変更手段は、前記検知手段
   での検知に応じて前記機体の重心に対して空力中心を前
   記機体後方に移動させるように展開する展開翼を備え、
   前記操舵翼は、前記機体前方に配設されたことを特徴と
   する請求項１記載の誘導飛しょう体。
3. 【請求項３】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ向けて飛しょう可能な機体と、前記機体
   の飛しょう速度が零近傍であることを検知する検知手段
   と、複数の平面翼が交差して格子形状を成し、前記機体
   前方に配設された開閉翼と、前記機体後方に配設された
   操舵翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段と
   を備え、前記開閉翼は、通常は展開され、前記検知手段
   での検知に応じて前記機体の重心に対して空力中心を前
   記機体後方に移動させるように閉じる手段を有したこと
   を特徴とする誘導飛しょう体。
4. 【請求項４】 飛しょう中の航空機から分離され、当該
   航空機の後方へ向けて飛しょう可能な機体と、前記機体
   の飛しょう速度が零近傍であることを検知する検知手段
   と、前記機体の重心に対して空力中心を機体後方に移動
   させるように展開する展開翼と、前記機体に配設された
   操舵翼と、前記検知手段での検知に応じて、前記機体の
   機軸に垂直な方向へ推力を与える推力偏向手段とを備え
   た誘導飛しょう体。
5. 【請求項５】 前記機体後方に配置された推進装置と、
   前記推進装置の点火前は前記推進装置を覆い、前記推進
   装置の点火段階で離脱されるカバーとを備えたことを特
   徴とする請求項１から４のいずれかに記載の誘導飛しょ
   う体。
6. 【請求項６】 前記機体の速度を計測する慣性装置を備
   え、前記検知手段は、前記慣性装置から得られる速度が
   所定の値より小さいときに前記機体の飛しょう速度が零
   近傍であると検知する機能を有することを特徴とする請
   求項１から４のいずれかに記載の誘導飛しょう体。
7. 【請求項７】 前記機体に配設され、前記機体周囲の気
   流の方向に応じて向きを変える風向プローブと、前記風
   向プローブの角度を検出する角度検出手段とを備え、前
   記検知手段は、前記角度検出手段からの角度情報に基づ
   いて前記機体の飛しょう速度が零近傍であることを検知
   することを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載
   の誘導飛しょう体。
8. 【請求項８】 機体の飛しょう速度を検知する検知手段
   と、前記機体の重心に対して空力中心を機体後方に移動
   させるように展開する展開翼と、前記機体前方に配設さ
   れた操舵翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手
   段とを具備した誘導飛しょう体の誘導方法において、前
   記誘導飛しょう体は、飛しょう中の航空機の後方に機体
   前方を向けた状態で当該航空機から分離された後、前記
   展開翼を閉じたまま前記機体後方に飛しょうする段階、
   前記検知手段で前記機体の飛しょう速度が零近傍である
   ことを検知した後、前記推力偏向手段で機軸に垂直方向
   の推力を発生させ前記機体の姿勢を保持する段階、およ
   び前記展開翼を展開して前記機体前方に飛しょうする段
   階を経て、目標体へ向けて誘導することを特徴とした誘
   導飛しょう体の誘導方法。