JP3010165B1 - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

【要約】 【課題】 飛行中の航空機から後方へ向けて飛しょうさ
せる誘導飛しょう体では、機体後方に飛しょうしている
間は迎え角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。 【解決手段】 複数の平面翼が交差して格子形状を成す
格子翼を機体後部に配する。母機から分離された誘導飛
しょう体が機体後方へ飛しょうする間は、格子翼の各平
面翼が機体機軸に対して垂直になる向きに格子翼を支持
固定して翼面として荷重を生じさせない。飛しょう速度
が零近傍になった時に格子翼を９０度回転させ、その後
誘導飛しょう体が機体前方へ向かって飛しょうする時は
格子翼に揚力を発生させる。

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
しょう体に関するものであり、さらに詳しく述べると、
前記誘導飛しょう体が気流を機体の後方から受ける誘導
の初期段階と、気流を機体の前方から受ける誘導の中期
および後期段階において、機体の姿勢を安定に保つ誘導
飛しょう体を提案するものである。

【０００２】

【従来の技術】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の技術を図
を用いて説明する。図８は母機から母機後方にある所定
の目標体に向けて発射される従来の誘導飛しょう体の概
念図である。図において１は後方発射可能な誘導飛しょ
う体、２は母機、３は母機２の後方で脅威となる航空
機、誘導弾などの目標体である。誘導飛しょう体１は、
その機体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の後方に目
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９（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の前部（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
部に装着されたドーム、８は機体４の後部（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は前部に固定された前翼、１
１は誘導飛しょう体１に推進力を発生する推進装置、１
２は推進装置１１を覆うように機体４の後部に装着され
たカバーを示す。また、図９（ｂ）は推進装置１１の内
部構成を示すものであり、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持つ。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１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の噴出口の周辺にベーン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５−３４
０９６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】図１０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を補足してその追尾が
行われる。また誘導装置５は、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
時に、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
部で計算される機体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算データ
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取られる。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。

【０００８】図１１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。図において、２１は、誘導飛しょう体１が例えば速
度Ｖ０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
は推進装置１１が点火され、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を持
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を持
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を持つ段階
２２を経過し、さらに機体速度がゼロ近傍となる速度領
域も経過していく。

【００１０】図１２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１２（ａ）は
機体前方へ飛しょうする場合、図１２（ｂ）は機体後方
へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。図１２（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ＣＧ１
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ＣＧ１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ＣＧ１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が機体前方へ向かう速度
Ｖａを持つ段階２３においては、空力的な静安定性を確
保するために、例えば迎え角αの場合に数１に示すよう
に、前翼１０の揚力Ｌ１、重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ
１、後翼８の揚力Ｌ２および重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ
２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が発生するように構成する。（モ
ーメントは頭上げ正とする。）

【００１２】

【数１】

【００１３】すなわち、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Ｍａが生じて機
体４の気流に対する静安定が確保できる。なお、この時
誘導飛しょう体１の空力中心は重心ＣＧ１よりも気流に
対して下流側にある。

【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持つ段階２１にな
る。ここで誘導飛しょう体１が迎え角αをとる時に、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の場合と同
様に、操舵翼９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によって生ずるモーメ
ント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、この時の誘導飛しょう体１の空力中心は重心
ＣＧ１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１３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の後方に接近
して、爆発ボルト２７の作動（爆発破断）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（総圧差）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４の重
心を示し、ドーム７は図９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１３
（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１３（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１３（ａ）の左方向）に飛しょう中で、気流Ｖａ
ｉｒは図１３（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ＣＧ２より
気流に対して下流側（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１３（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
令が発生され、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ＣＧ２の機体後方、すなわち図１３
（ｂ）の左方向に移る。このとき、気流Ｖａｉｒは図１
３（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ＣＧ２より気流に対して下流側（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ＣＧ２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の操舵翼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、空力中心は重心ＣＧ２より下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
ＣＧ２より気流に対して後方に移動するため、空力中心
は重心ＣＧ２より下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】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（負の速度）から前方
（正の速度）に変化する。このとき、最初の従来例で示
した図９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４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４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４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
は制御不能になるという問題があった。

【００２４】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４の姿勢を常に維持する必要がある。このため、機体
４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４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、一般に搭載物の質量や大きさに制限があるた
め、このような機体４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。

【００２５】次に、第２の従来例に示すような図１３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
る火工品であり、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４の四方に飛び散るため、その飛散
物が機体４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問題が生じた。

【００２６】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
的とする。

【００２７】

【課題を解決するための手段】第１の発明による誘導飛
しょう体は、飛行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する誘導飛しょう体において、
前記誘導飛しょう体の機体前部に配設された操舵翼と、
前記機体の後部に配設され、複数の平面翼が交差して格
子形状を成す格子翼と、前記機体の推力を偏向させる推
力偏向手段と、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
じて前記格子翼を回転または固定する回転装置とを具備
したものである。

【００２８】第２の発明による誘導飛しょう体は、飛行
中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向けて飛
しょうする誘導飛しょう体において、前記誘導飛しょう
体の機体前部に配設された操舵翼と、前記機体の後部に
配設され、複数の平面翼が交差して格子形状を成す格子
翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段と、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格子翼を
ばねで回転または固定する回転装置とを具備したもので
ある。

【００２９】第３の発明による誘導飛しょう体は、飛行
中の航空機から分離され、当該航空機の後方へ向けて飛
しょうする誘導飛しょう体において、前記誘導飛しょう
体の機体前部に配設された操舵翼と、前記機体の後部に
配設され、複数の平面翼が交差して格子形状を成す格子
翼と、前記機体の推力を偏向させる推力偏向手段と、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格子翼を
電磁力または油圧力で回転または固定する回転装置とを
具備したものである。

【００３０】

【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は格子翼回転
判定回路、３４は格子翼回転装置を示し、その他は図１
０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あ
り、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。
図において、３５は機体４の後部（図の左側）に設けら
れ、複数の平面翼が交差して格子形状を成す格子翼、３
６は機体４の前部（図の右側）に設けられ、機軸の前後
方向に対称な台形状の平面翼であり、機軸に垂直な操舵
軸回りに回動可能に支持された操舵翼を示す。格子翼３
５、操舵翼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枚が一組とな
って装着される。格子翼回転装置３４は格子翼３５にそ
れぞれ１台づつ装着され、格子翼３５を回転または固定
する。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。

【００３１】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）で飛行する母機２か
ら発射もしくは投下された誘導飛しょう体３２は、段階
３７に示すように、分離直後には速度Ｖｂ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で保持されたカバー１２を先頭にして
機体後方に飛しょうする。この段階３７では、機体４の
空気抵抗の働きにより母機２と同じ方向に向かう速度Ｖ
ｂは減速される。この時カバー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。

【００３２】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３８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る段階に至る。この段階
３８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（たとえば亜音速領域）は減速され、母機
２から分離されてから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
持つようになり、段階３９に示す飛しょう状態に至る。
また、誘導飛しょう体３２は、母機２から分離される時
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。格子翼３５は段階３９までは図中のオの向き
に格子翼回転装置３４により固定されており、段階３９
においては図中のカの位置に固定されている。

【００３３】次に、図１により格子翼３５の回転制御と
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１０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（図の矢印アの方向）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（図の矢印イ
の方向）に回すようにして操舵が行われる。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
の矢印ウの方向）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（図の矢印エの方向）に推力を与えるようにして推
力偏向が行われる。

【００３４】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格子翼回転判定回路
３３へ与えられる。格子翼回転判定回路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、格子翼回転指令が発生される。格子翼回転装置３４
では、格子翼回転判定回路３３から回転翼回転指令を与
えられて格子翼３５を回転動作させる。その結果図２
（ｂ）に示すように、格子翼３５を形成する個々の平面
翼が各々気流にさらされる状態になり、揚力を発生し、
飛しょう経路における機体４の静安定性が確保される。

【００３５】ここで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）は格子翼３５がオの位置に保
持されているときに誘導飛しょう体３２に作用する空力
的なモーメントを示し、図４（ｂ）は格子翼３５がカの
位置に回転後保持されているときに誘導飛しょう体３２
に作用する空力的なモーメントを示す図である。

【００３６】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３７の場合には、格子
翼３５が翼面としての荷重を生じないので、操舵翼３６
の揚力により空力的な静安定を確保することができる。
これは、図４（ａ）に示すように、迎え角αをとった場
合の機体前部の操舵翼３６の揚力Ｌ３が機体４の重心Ｃ
Ｇ３回りにカバー１２側で迎え角αを低減させる頭下げ
のモーメントＭｃ（Ｍｃ＜０）を発生することによる。
（モーメントは頭上げを正とする。）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３８の場合も、段階３７の場合と同様に静安定が確保
できる。このため、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が発生した時にそ
れを打ち消すモーメントＭｃが発生し、気流に対する機
体４の静安定が確保できる。

【００３７】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３９
に至る場合には、格子翼３５がカの向きに固定される。
ここで誘導飛しょう体３２が気流に対して図４（ａ）の
場合と同じ迎え角αをとったと仮定すると、図４（ｂ）
に示すように、格子翼３５で揚力Ｌ４が発生する。この
揚力Ｌ４と操舵翼３６が発生する揚力Ｌ３、操舵翼３６
の空力中心と重心ＣＧ３との距離Ｘｃ３、格子翼３５の
空力中心と操舵翼３６の空力中心の距離Ｌとの間に数３
に示すモーメントバランスの関係が成り立つ。

【００３８】

【数３】

【００３９】したがって格子翼３５の翼面積をＳ１、揚
力傾斜をＣＬ１、操舵翼３６の面積をＳ２、揚力傾斜を
ＣＬ２とすると、数４に示す関係を満足させることによ
り、数３に示す機体４を回転させようとするモーメント
Ｍｄは、ドーム７側で頭下げのモーメント（Ｍｄ＜０）
となり迎え角αを減少させる方向に作用する。

【００４０】

【数４】

【００４１】その結果、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。

【００４２】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渡期で、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。

【００４３】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う。例えば、図１に示す舵角
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３０ｍ／ｓ以下になった）
ことが検知されると、慣性装置１６で観測される速度と
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
われて機体４の姿勢が安定に保たれる。

【００４４】次に、格子翼回転装置３４の動作の一例に
ついて説明する。図５は格子翼回転装置３４の動作を説
明する図であり、図５（ａ）は格子翼３５が図２のオの
向きに固定された状態を示す図、図５（ｂ）は格子翼３
５が回転する状態を示す図、図５（ｃ）は格子翼３５が
図２のカの向きに固定された状態を示す図である。図に
おいて、４０は格子翼３５の軸を回転可能に支持する軸
受、４１は一端を格子翼３５の軸に、残る一端を機体４
に固定したばね、４２は機体４に固定され格子翼３５の
軸にあけられた嵌合穴に駆動軸が嵌合する位置に配設さ
れたソレノイドである。また、図５（ｄ）は図５（ａ）
の格子翼３５を図の下方から見た図であり、３５ｂ，３
５ｃは軸に垂直な面内で互いに９０゜隔てて設けられた
前記嵌合穴である。

【００４５】図５（ａ）のように、図３の段階３８，３
９の状態では、ソレノイド４２の駆動軸が格子翼３５の
軸に設けられた嵌合穴３５ｂに嵌合しているので、格子
翼３５の回転を固定している。

【００４６】図５（ｂ）に示すように、誘導飛しょう体
３２の飛しょう速度の大きさが所定値より小さくなった
ことが検出されると格子翼回転判定回路３３からソレノ
イド４２の駆動軸を図中の例では右側に移動する指示が
出され、嵌合がはずれて、格子翼３５がばね４１の力で
回転する。誘導飛しょう体３２の速度が小さいので、格
子翼３５に生じる空気力が小さいので小さなばね力で格
子翼３５を回転することが可能である。

【００４７】図５（ｃ）に示すように、格子翼３５が９
０゜回転すると格子翼回転回路３３からソレノイド４２
の駆動軸を図中の例では左側に移動する指示が出され、
格子翼３５の軸に設けられた嵌合穴３５ｃと嵌合し、格
子翼３５の回転が固定される。

【００４８】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、格子
翼３５により機体４の重心ＣＧ３に対し空力中心を移動
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、他の航空機等に対してより安全な運用
が可能である。

【００４９】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工品を用い
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うことは不可能である。これ
に対し、この実施の形態の誘導飛しょう体３２は、格子
翼３５、格子翼回転装置３４を用いているため、このよ
うな地上における動作の確認を行うことが可能である。

【００５０】実施の形態２．図６はこの発明に係る実施
の形態２における誘導飛しょう体３２の格子翼回転装置
３４の機構を示すものであり、他はこの発明に係る実施
の形態１と同様である。

【００５１】図６は格子翼３５の動作を説明する図であ
り、図６（ａ）は格子翼３５が図３のオの向きに固定さ
れた状態を示す図、図６（ｂ）は格子翼３５が回転する
状態を示す図、図６（ｃ）は格子翼３５が図３のカの向
きに固定された状態を示す図である。図において、４０
は格子翼３５の軸を回転可能に支持する軸受、４３は回
転軸を格子翼３５の軸に、固定側本体を機体４に固定し
たロータリーソレノイド、４２は機体４に固定された格
子翼３５の軸にあけられた嵌合穴に駆動軸が嵌合する位
置に配設されたソレノイドである。

【００５２】図６（ａ）のように図３の段階３８，３９
の状態では、ソレノイド４２の駆動軸が格子翼３５の嵌
合穴に嵌合しているので、格子翼３５の回転を固定して
いる。

【００５３】図６（ｂ）に示すように、誘導飛しょう体
３２の飛しょう速度の大きさが所定値より小さくなった
ことが検出されると格子翼回転判定回路３３からソレノ
イド４２の駆動軸を図中の例では右側に移動する指示が
出され、嵌合がはずれる。次に格子翼回転判定回路３３
からロータリーソレノイド４３を回転させる指示が出さ
れ格子翼３５が回転する。誘導飛しょう体３２の速度が
小さく、格子翼３５に生じる空気力が小さいので小さな
駆動力で格子翼３５を回転することが可能である。

【００５４】図６（ｃ）に示すように、格子翼３５が９
０゜回転すると格子翼回転回路３３からソレノイド４２
の駆動軸を図中の例では左側に移動する指示が出され、
格子翼３５の軸と嵌合し、格子翼３５の回転が固定され
る。

【００５５】ロータリーソレノイド４３の代わりに駆動
力としてモーターを用いても良い。この実施の形態で
は、ロータリーソレノイド４３のように電磁力を用いる
ことにより、格子翼３５の回転角を格子翼回転回路３３
の指示でもとの状態に戻すこともできる。

【００５６】実施の形態３．図７はこの発明に係る実施
の形態３における誘導飛しょう体３２の格子翼回転装置
３４の機構を示すものであり、他はこの発明に係る実施
の形態１と同様である。

【００５７】図７は格子翼回転装置３４の動作を説明す
る図であり、図７（ａ）は格子翼３５が図３のオの向き
に固定された状態を示す図、図７（ｂ）は格子翼３５が
図２のカの向きに固定された状態を示す図である。図に
おいて、４４は格子翼３５の軸に配設されたロッカーア
ーム、４５は機体４に固定され駆動軸の先端をロッカー
アーム４４に連結された油圧シリンダー、４６は油圧シ
リンダー４５に油圧を供給する蓄圧器、４７は油圧シリ
ンダー４５と蓄圧器４６の間に配置され格子翼回転回路
３３からの指示に従い油圧を制御する電磁弁である。

【００５８】図７（ａ）のように図２の段階３８，３９
の状態では、格子翼回転回路３３からの指示に従い電磁
弁４７が油圧を制御し、油圧シリンダー４５が図中の例
では右側に駆動軸を移動し停止する。油圧シリンダー４
５の駆動軸に連結されたロッカーアーム４４により格子
翼３５は図２の段階３８，３９のオの位置に固定され
る。

【００５９】図７（ｂ）に示すように、誘導飛しょう体
３２の飛しょう速度の大きさが所定値より小さくなった
ことが検出されると格子翼回転判定回路３３から油圧シ
リンダー４５の駆動軸を図中の例では左側に移動する指
示が電磁弁４７に出され、油圧シリンダー４５の駆動軸
は左側に移動し停止する。油圧シリンダー４５の駆動軸
に連結されたロッカーアーム４４により格子翼３５は図
３の段階３９のカの位置に固定される。

【００６０】

【発明の効果】この発明に係る誘導飛しょう体は上記の
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。

【００６１】第１から第３の発明によれば、航空機から
分離され後方に向け航空機後方に飛しょうする誘導飛し
ょう体において、飛しょう体速度が機体後方の時は格子
翼と操舵翼ともに静安定に寄与する方向に空力荷重を生
じ、飛しょう体速度が機体前方のときは空力中心が機体
重心の後方となることにより、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ができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
１を示す制御系の構成図である。

【図２】 この発明の実施の形態１の誘導飛しょう体の
構成図である。

【図３】 この発明の実施の形態の挙動を示す図であ
る。

【図４】 この発明の実施の形態１における空力的なモ
ーメントを示す図である。

【図５】 この発明の実施の形態１における格子翼の回
転装置を説明する図である。

【図６】 この発明の実施の形態２における格子翼の回
転装置を説明する図である。

【図７】 この発明の実施の形態３における格子翼の回
転装置を説明する図である。

【図８】 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９】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図である。

【図１０】 従来の誘導飛しょう体の制御系の構成図で
ある。

【図１１】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１２】 従来の誘導飛しょう体の空力的なモーメン
トを示す図である。

【図１３】 従来の他の誘導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、８ 後翼、９ 操舵翼、１０
前翼、１１ 推進装置、１２ カバー、１３ノズル、１
４ 推力偏向装置、１５ ベーン、１６ 慣性装置、１
７ 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、
２５ 後翼、２６ 操舵翼、２７ 爆発ボルト、２８
付加翼、２９ 差圧センサ、３０ 差圧検出器、３１
推進装置、３３ 格子翼回転判定回路、３４ 格子翼回
転装置、３５ 格子翼、３６ 操舵翼、４０ 軸受、４
１ ばね、４２ ソレノイド、４３ ロータリーソレノ
イド、４４ ロッカーアーム、４５ 油圧シリンダー、
４６ 蓄圧器、４７ 電磁弁。

Claims (3)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛行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する誘導飛しょう体におい
   て、前記誘導飛しょう体の機体前部に配設された操舵翼
   と、前記機体の後部に配設され、複数の平面翼が交差し
   て格子形状を成す格子翼と、前記機体の推力を偏向させ
   る推力偏向手段と、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
   に応じて前記格子翼を回転または固定する回転装置とを
   具備したことを特徴とする誘導飛しょう体。
2. 【請求項２】 前記回転装置は前記格子翼をばね力で回
   転または固定するように構成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】 前記回転装置は前記格子翼を電磁力また
   は油圧力で回転または固定するように構成されたことを
   特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。