JP2930453B2 - 飛しょう体用空力特性変更装置 - Google Patents
飛しょう体用空力特性変更装置Info
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- JP2930453B2 JP2930453B2 JP24332491A JP24332491A JP2930453B2 JP 2930453 B2 JP2930453 B2 JP 2930453B2 JP 24332491 A JP24332491 A JP 24332491A JP 24332491 A JP24332491 A JP 24332491A JP 2930453 B2 JP2930453 B2 JP 2930453B2
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機から後方へ発射さ
れる空対空飛しょう体の空力安定を確保するための空力
特性変更装置に関する。
れる空対空飛しょう体の空力安定を確保するための空力
特性変更装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の空対空式の飛しょう体を搭載した
航空機が、前進しながら後方の目標にむけて飛しょう体
を後方へ発射すると、当初は飛しょう体は、航空機速度
によって与えられた慣性速度が大きいため、航空機と併
進する形となって、頭部を後方の目標にむけた姿勢で後
進（バック）することになる。しかし、ノズル噴射等の
推力による自進速度が大きくなると、後進速度は次第に
低くなり、０になって、次には前進速度に転じる。即
ち、飛しょう体の向きから見た対気速度は発射直後はマ
イナスであったものが、暫くして０になり、次いでプラ
スに移る。
航空機が、前進しながら後方の目標にむけて飛しょう体
を後方へ発射すると、当初は飛しょう体は、航空機速度
によって与えられた慣性速度が大きいため、航空機と併
進する形となって、頭部を後方の目標にむけた姿勢で後
進（バック）することになる。しかし、ノズル噴射等の
推力による自進速度が大きくなると、後進速度は次第に
低くなり、０になって、次には前進速度に転じる。即
ち、飛しょう体の向きから見た対気速度は発射直後はマ
イナスであったものが、暫くして０になり、次いでプラ
スに移る。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の飛しょう体
には解決すべき次の課題があった。
には解決すべき次の課題があった。
【０００４】即ち、一般に飛しょう体は飛しょう時の空
力安定を保つため、前翼に比し、後翼を大きくし、重心
に対して空力中心を後方に位置させて、風見鶏効果を与
えるように構成されている。
力安定を保つため、前翼に比し、後翼を大きくし、重心
に対して空力中心を後方に位置させて、風見鶏効果を与
えるように構成されている。
【０００５】ところが前述の通り、飛しょう体が後方に
むかって発射された場合は、暫くの間は対気速度はマイ
ナスであるため、気流は飛しょう体の後方から前方にむ
かって流れることになり、気流に対して、空力中心が重
心より前に位置することとなって、対気速度がプラスに
転じる迄は空力的に不安定となって制御不能に陥るとい
う問題があった。
むかって発射された場合は、暫くの間は対気速度はマイ
ナスであるため、気流は飛しょう体の後方から前方にむ
かって流れることになり、気流に対して、空力中心が重
心より前に位置することとなって、対気速度がプラスに
転じる迄は空力的に不安定となって制御不能に陥るとい
う問題があった。
【０００６】本発明は上記問題を解決するため、対気速
度がマイナスであってもプラスであって、気流に対し、
飛しょう体の空力中心を常に重心より後方に位置させる
ことのできる、飛しょう体用空力特性変更装置を提供す
ることを目的とする。
度がマイナスであってもプラスであって、気流に対し、
飛しょう体の空力中心を常に重心より後方に位置させる
ことのできる、飛しょう体用空力特性変更装置を提供す
ることを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、飛しょう体の前翼の後方近傍に離脱可能に
固定されると共に飛しょう体の重心に対し空力中心を前
方に移動するに必要な翼面積を有する付加翼と、同付加
翼を空中において離脱させる離脱手段と、母機より後方
に発射された飛しょう体の対気速度が０近傍に到ったと
きこれを検知して上記離脱手段を作動させる対気速度検
知手段とを具備してなることを特徴とする飛しょう体用
空力特性変更装置を提供しようとするものである。
手段として、飛しょう体の前翼の後方近傍に離脱可能に
固定されると共に飛しょう体の重心に対し空力中心を前
方に移動するに必要な翼面積を有する付加翼と、同付加
翼を空中において離脱させる離脱手段と、母機より後方
に発射された飛しょう体の対気速度が０近傍に到ったと
きこれを検知して上記離脱手段を作動させる対気速度検
知手段とを具備してなることを特徴とする飛しょう体用
空力特性変更装置を提供しようとするものである。
【０００８】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【０００９】即ち、飛しょう体の重心に対し、空力中心
を前方に移動するに必要な翼面積を有する付加翼を飛し
ょう体の前翼の後方近傍に離脱可能に固定するので、母
機から後方に向けて発射された飛しょう体が対気的に後
退している間は気流が飛しょう体の後方から前方に流れ
るのに対し、空力中心は重心より後流側に位置すること
となって空力的に安定する。
を前方に移動するに必要な翼面積を有する付加翼を飛し
ょう体の前翼の後方近傍に離脱可能に固定するので、母
機から後方に向けて発射された飛しょう体が対気的に後
退している間は気流が飛しょう体の後方から前方に流れ
るのに対し、空力中心は重心より後流側に位置すること
となって空力的に安定する。
【００１０】飛しょう体の自進装置によって飛しょう体
の後退速度が減じ、速度０になったところで、速度検知
手段がそれを検知し、付加翼の離脱手段を作動させると
付加翼は飛しょう体から離脱し、飛しょう体の空力中心
は通常の位置である重心より後方に復帰する。従って、
飛しょう体の後退速度が０となって、今度は前進速度に
転じ、気流が飛しょう体の前方から後方に流れ始めても
重心に対し、空力中心は後流側となってやはり空力的に
安定する。
の後退速度が減じ、速度０になったところで、速度検知
手段がそれを検知し、付加翼の離脱手段を作動させると
付加翼は飛しょう体から離脱し、飛しょう体の空力中心
は通常の位置である重心より後方に復帰する。従って、
飛しょう体の後退速度が０となって、今度は前進速度に
転じ、気流が飛しょう体の前方から後方に流れ始めても
重心に対し、空力中心は後流側となってやはり空力的に
安定する。
【００１１】
【実施例】本発明の第１実施例に係る飛しょう体用空力
特性変更装置を図１及び図２により説明する。
特性変更装置を図１及び図２により説明する。
【００１２】図１は本実施例の装置を装着した飛しょう
体が図示しない母機から後方にむかって発射された直後
の図で、（ａ）は側面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視
断面図、図２は本実施例の装置の主要部材である付加翼
を離脱した後の飛しょう体の図で、（ａ）は側面図、
（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
体が図示しない母機から後方にむかって発射された直後
の図で、（ａ）は側面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視
断面図、図２は本実施例の装置の主要部材である付加翼
を離脱した後の飛しょう体の図で、（ａ）は側面図、
（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
【００１３】図１において、１は飛しょう体、２は飛し
ょう体１の後翼、３は飛しょう体１の前翼をなす操舵
翼、４は操舵翼３の後方に近接して、爆発ボルト９の作
動（爆発破断）により離脱可能に固定された付加翼であ
る。これら後翼２、操舵翼３、付加翼４はそれぞれ飛し
ょう体１の胴体の外周を機軸方向に見て４等分する各位
置に１枚づつ計４枚が一組となって装着されている。付
加翼４の翼面積は飛しょう体１の重心（付加翼４をも含
んだ場合の）１０に対し、飛しょう体１の空力中心が飛
しょう体１の前方側、即ち、図１（ａ）の右側の所要位
置となるよう決定されている。なお、付加翼４が外され
た状態、即ち、通常に近い状態では飛しょう体１の空力
中心は重心１０より後方、即ち、図１（ａ）の左方に位
置するよう構成されている。
ょう体１の後翼、３は飛しょう体１の前翼をなす操舵
翼、４は操舵翼３の後方に近接して、爆発ボルト９の作
動（爆発破断）により離脱可能に固定された付加翼であ
る。これら後翼２、操舵翼３、付加翼４はそれぞれ飛し
ょう体１の胴体の外周を機軸方向に見て４等分する各位
置に１枚づつ計４枚が一組となって装着されている。付
加翼４の翼面積は飛しょう体１の重心（付加翼４をも含
んだ場合の）１０に対し、飛しょう体１の空力中心が飛
しょう体１の前方側、即ち、図１（ａ）の右側の所要位
置となるよう決定されている。なお、付加翼４が外され
た状態、即ち、通常に近い状態では飛しょう体１の空力
中心は重心１０より後方、即ち、図１（ａ）の左方に位
置するよう構成されている。
【００１４】５は対気速度検知手段をなす差圧センサ
で、飛しょう体１の機軸にほぼ平行に胴体の外方に支持
された、前後両端を開放した管体よりなり、その両端に
おける気圧差（動圧差）を常に検知し、それが０近傍に
なったとき、後述の通り、差圧検出器６、電源７を介し
て爆発ボルト９を作動、付加翼４を飛しょう体１から離
脱させる。６は差圧センサ５の前後圧から差圧を検出
し、それが０近傍になった所要時点で電源７へ通電指令
を発する差圧検出器、７は爆発ボルト９を爆発させるた
めの電源、８は電源７から爆発ボルト９へ通電するため
の配線、９は付加翼４を図１（ｂ）に示すように飛しょ
う体１の胴体に固定するための爆発ボルト、１０は重
心、１１は因みに示した操舵翼３の操舵装置である。な
お、重心１０は付加翼４の装着、離脱によって多少の前
後移動を生じるが、空力中心がその前後、何れにあるか
を吟味する際の重心位置はその時々の重心位置であるこ
とはいう迄もない。
で、飛しょう体１の機軸にほぼ平行に胴体の外方に支持
された、前後両端を開放した管体よりなり、その両端に
おける気圧差（動圧差）を常に検知し、それが０近傍に
なったとき、後述の通り、差圧検出器６、電源７を介し
て爆発ボルト９を作動、付加翼４を飛しょう体１から離
脱させる。６は差圧センサ５の前後圧から差圧を検出
し、それが０近傍になった所要時点で電源７へ通電指令
を発する差圧検出器、７は爆発ボルト９を爆発させるた
めの電源、８は電源７から爆発ボルト９へ通電するため
の配線、９は付加翼４を図１（ｂ）に示すように飛しょ
う体１の胴体に固定するための爆発ボルト、１０は重
心、１１は因みに示した操舵翼３の操舵装置である。な
お、重心１０は付加翼４の装着、離脱によって多少の前
後移動を生じるが、空力中心がその前後、何れにあるか
を吟味する際の重心位置はその時々の重心位置であるこ
とはいう迄もない。
【００１５】次に上記構成の作用について説明する。図
１（ａ）では飛しょう体は後方に発射されて図の右方向
への推力を発生しているが、もともと母機である航空機
は図の左側に進行しているため、飛しょう体１は惰力に
よって図の左側に飛しょう（次第に速度を低下しなが
ら）中である。この状態下では気流は図の白抜き矢印の
向きに流れており、かつ、付加翼４によって空力中心は
図の右側に近く、重心１０より気流に対し、後にあるの
で空力的安定性を保っている。
１（ａ）では飛しょう体は後方に発射されて図の右方向
への推力を発生しているが、もともと母機である航空機
は図の左側に進行しているため、飛しょう体１は惰力に
よって図の左側に飛しょう（次第に速度を低下しなが
ら）中である。この状態下では気流は図の白抜き矢印の
向きに流れており、かつ、付加翼４によって空力中心は
図の右側に近く、重心１０より気流に対し、後にあるの
で空力的安定性を保っている。
【００１６】差圧センサ５が、前後の気圧差（動圧差）
がある程度以上小さくなると間もなく飛しょう体１は図
の右方向へ進むことになるので差圧検出器６を介し付加
翼分離信号を発生して電源７へ送り、電源７からの電気
出力で爆発ボルト９を作動させ付加翼４を分離する。こ
れにより、空力中心は重心１０の後方、即ち、図の左方
に移る。
がある程度以上小さくなると間もなく飛しょう体１は図
の右方向へ進むことになるので差圧検出器６を介し付加
翼分離信号を発生して電源７へ送り、電源７からの電気
出力で爆発ボルト９を作動させ付加翼４を分離する。こ
れにより、空力中心は重心１０の後方、即ち、図の左方
に移る。
【００１７】図２は付加翼４を分離した状態を示し、こ
の状態下では図の左側の翼すなわち後翼２が大きいので
空力中心は上記の通り左側に寄り、重心１０の方が右側
となり、かつ、気流は図の白抜き矢印の通り、図１とは
逆向きに流れ始めていて、図の右側へ進む飛しょう体１
は空力的に安定となる。
の状態下では図の左側の翼すなわち後翼２が大きいので
空力中心は上記の通り左側に寄り、重心１０の方が右側
となり、かつ、気流は図の白抜き矢印の通り、図１とは
逆向きに流れ始めていて、図の右側へ進む飛しょう体１
は空力的に安定となる。
【００１８】なお、図１の状態で、飛しょう体１の加速
が小さい場合、図の左側への飛しょう時間が長いことも
考えられるのでその間、操舵装置１１により操舵翼３で
姿勢を制御することも可能である。
が小さい場合、図の左側への飛しょう時間が長いことも
考えられるのでその間、操舵装置１１により操舵翼３で
姿勢を制御することも可能である。
【００１９】上記第１実施例では対気速度、即ち、対気
進行方向を知るために圧力式の差圧センサ５を用いた
が、対気速度検知手段は目的を逸脱しない範囲でどのよ
うな手段が用いられてもよい。図３は第２実施例として
示す風見式センサの例で、風見板２１と回転センサ２２
を組合わせた例である。
進行方向を知るために圧力式の差圧センサ５を用いた
が、対気速度検知手段は目的を逸脱しない範囲でどのよ
うな手段が用いられてもよい。図３は第２実施例として
示す風見式センサの例で、風見板２１と回転センサ２２
を組合わせた例である。
【００２０】また、第１実施例では付加翼４を、１枚当
り各２本の爆発ボルト９で飛しょう体１の胴体に固定し
たが、胴体への固定に限定される必要はない。図４は第
３実施例として付加翼４を操舵翼３に固定する例を示す
もので付加翼４の前縁に、操舵翼３の後縁とを固定する
固定金具２３を設け、この中に爆発ボルト９を仕込んで
双方を結合する例である。
り各２本の爆発ボルト９で飛しょう体１の胴体に固定し
たが、胴体への固定に限定される必要はない。図４は第
３実施例として付加翼４を操舵翼３に固定する例を示す
もので付加翼４の前縁に、操舵翼３の後縁とを固定する
固定金具２３を設け、この中に爆発ボルト９を仕込んで
双方を結合する例である。
【００２１】以上の通り第１〜第３実施例によれば、飛
しょう体１の操舵翼３の後方に、それを付加することに
よって重心１０に対する空力中心の位置が逆転する付加
翼４を、爆発ボルト９によって離脱可能に取付け、か
つ、差圧センサ５を設けて母機の後方に発射した飛しょ
う体１が、自進装置によって、母機より与えられた慣性
速度を脱する迄は飛しょう体１より見て空力中心が重心
１０より前方に位置する構成とし、慣性速度と自進速度
が相殺し合って対気速度が０になった近傍で、それを検
知した差圧センサ５の信号により爆発ボルト９を爆破
し、付加翼４を離脱、それによって空力中心を重心１０
より後方に移動させるので、飛しょう体１が後退してい
る間も、前進に移った後も、気流に対し、空力中心が常
に重心１０より後方に位置することとなり、発射後一貫
して飛しょう体１が空力安定を得られるという利点があ
る。この結果、飛しょう体１は常に初期の制御を果たす
ことができ、目標への近接精度を向上できるという利点
がある。
しょう体１の操舵翼３の後方に、それを付加することに
よって重心１０に対する空力中心の位置が逆転する付加
翼４を、爆発ボルト９によって離脱可能に取付け、か
つ、差圧センサ５を設けて母機の後方に発射した飛しょ
う体１が、自進装置によって、母機より与えられた慣性
速度を脱する迄は飛しょう体１より見て空力中心が重心
１０より前方に位置する構成とし、慣性速度と自進速度
が相殺し合って対気速度が０になった近傍で、それを検
知した差圧センサ５の信号により爆発ボルト９を爆破
し、付加翼４を離脱、それによって空力中心を重心１０
より後方に移動させるので、飛しょう体１が後退してい
る間も、前進に移った後も、気流に対し、空力中心が常
に重心１０より後方に位置することとなり、発射後一貫
して飛しょう体１が空力安定を得られるという利点があ
る。この結果、飛しょう体１は常に初期の制御を果たす
ことができ、目標への近接精度を向上できるという利点
がある。
【００２２】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００２３】即ち、母機から後方にむけて発射された飛
しょう体の対気速度が負から正に転じても常に重心に対
し空力中心が気流の後方側にあるので、空力安定が維持
され、その結果、常に安定制御が保証され、母機後方の
目標に対し、高い邂逅確率を得ることができる。
しょう体の対気速度が負から正に転じても常に重心に対
し空力中心が気流の後方側にあるので、空力安定が維持
され、その結果、常に安定制御が保証され、母機後方の
目標に対し、高い邂逅確率を得ることができる。
【図１】本発明の第１実施例に係る飛しょう体用空力特
性変更装置を備えた飛しょう体の図で、（ａ）は側面
図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図、
性変更装置を備えた飛しょう体の図で、（ａ）は側面
図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図、
【図２】上記第１実施例が、付加翼を離脱した状態の図
で、（ａ）は側面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面
図、
で、（ａ）は側面図、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面
図、
【図３】本発明の第２実施例に係る風見式センサを飛し
ょう体の胴体側断面で示した部分拡大図、
ょう体の胴体側断面で示した部分拡大図、
【図４】本発明の第３実施例に係る付加翼の固定状態を
模式的に示す部分斜視図である。
模式的に示す部分斜視図である。
１ 飛しょう体 ２ 後翼 ３ 操舵翼（前翼） ４ 付加翼 ５ 差圧センサ ６ 差圧検出器 ７ 電源 ８ 配線 ９ 爆発ボルト １０ 重心 １１ 操舵装置 ２１ 風見板 ２２ 回転センサ ２３ 固定金具
Claims (1)
- 【請求項１】 飛しょう体の前翼の後方近傍に離脱可能
に固定されると共に飛しょう体の重心に対し空力中心を
前方に移動するに必要な翼面積を有する付加翼と、同付
加翼を空中において離脱させる離脱手段と、母機より後
方に発射された飛しょう体の対気速度が０近傍に到った
ときこれを検知して上記離脱手段を作動させる対気速度
検知手段とを具備してなることを特徴とする飛しょう体
用空力特性変更装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24332491A JP2930453B2 (ja) | 1991-09-24 | 1991-09-24 | 飛しょう体用空力特性変更装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24332491A JP2930453B2 (ja) | 1991-09-24 | 1991-09-24 | 飛しょう体用空力特性変更装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0579798A JPH0579798A (ja) | 1993-03-30 |
| JP2930453B2 true JP2930453B2 (ja) | 1999-08-03 |
Family
ID=17102137
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24332491A Expired - Lifetime JP2930453B2 (ja) | 1991-09-24 | 1991-09-24 | 飛しょう体用空力特性変更装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2930453B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5501690B2 (ja) | 2009-07-31 | 2014-05-28 | 三菱重工業株式会社 | 発射システム及び発射装置 |
| JP6196480B2 (ja) * | 2013-06-21 | 2017-09-13 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 飛翔体の動翼装置 |
-
1991
- 1991-09-24 JP JP24332491A patent/JP2930453B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0579798A (ja) | 1993-03-30 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19990420 |