JP3076798B1 - 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す
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、かつ、この期間が長いと射程
が短くなるという問題があった。 【解決手段】 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、飛しょう体前部に配置した
操舵翼の個々の空力荷重のベクトル和の揚力成分が零、
機軸方向成分が減速力となる舵角操作を実行する手順と
機体前方に飛しょうするときは飛しょう体後部に配置し
た翼を展開し頭下げのモーメントを発生させる。

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し、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
くは投下し、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ち、かつ気流
を機体の後方から受ける初期段階の時間を短縮する誘導
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１５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１６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、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の後部に装着されたカ
バーを示す。

【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。

【０００５】図１７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、１３は慣性装置、
１４は航法計算回路、１５はゲイン計算回路、１６は舵
角指令計算回路、１７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１３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１４と、舵角指令計算回路１６に出力される。航法計
算回路１４では、誘導装置５からの目標誘導信号と慣性
装置１３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１
３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１３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１５では、慣性装置１３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。舵角指令計算回路１６では、航法計算回路１４か
ら与えられる加速度指令と慣性装置１３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１５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結果
と慣性装置１３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
実現する舵角指令を計算する。この舵角指令は操舵翼駆
動装置１７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。

【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１８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、１８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、１９
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、２０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１８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１９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２０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
１９を経過し、さらに機体速度が零近傍となる速度領域
も経過していく。

【００１０】図１９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１９（ａ）は
機体前方へ飛しょうする場合、図１９（ｂ）は機体後方
へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。図１９（ａ）にお
いて、Ｖａは機体前方へ飛しょうする段階２０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、Ｘ１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、Ｘ２は重心ＣＧ１から後翼８の空力中心までの距
離、Ｍ１は機体前方へ飛しょうする段階２０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２０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Ｘ１、
後翼８の揚力Ｌ２および重心ＣＧ１からの距離Ｘ２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Ｍ１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Ｍ１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１８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が作動しない状態を仮定すると、段階２０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Ｌ
１、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Ｍ２
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を更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】

【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、従来の誘導飛しょ
う体１においては、次のような問題があった。

【００１８】誘導飛しょう体１では機体後方に飛しょう
している間は後方の目標３に対して遠ざかっているため
飛しょう体が機体後方に飛しょうする期間が長いと目標
体３に対する射程距離が短くなり、最悪の場合目標体３
が前方に発射する誘導飛しょう体の射程距離の方が上回
り、母機２が危険にさらされるという問題があった。

【００１９】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４
の姿勢安定の確保が困難になるという問題があった。

【００２０】また、機体４の姿勢安定を確保するため
に、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となるとい
う問題があった。

【００２１】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、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、安定な飛しょう
を確保し、かつ機体後方へ飛しょうする時間を短縮して
より長い射程を得ることのできる誘導飛しょう体を得る
ことを目的とする。

【００２２】

【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し、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重心に対して空力中心を誘導飛しょ
う体後方へ移動するように展開する展開翼と、前記誘導
飛しょう体の前部に配設された複数枚の操舵翼と、前記
誘導飛しょう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
展開翼を展開する展開翼展開手段と、前記それぞれの操
舵翼に加わる揚力の機軸垂直方向成分を相殺し、かつ前
記誘導飛しょう体後方への飛しょう速度を減速するよう
に舵角操作を行う手段とを具備したものである。

【００２３】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し、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
の後部に配設され、複数の平面翼が交差して格子形状を
なす格子翼と、前記誘導飛しょう体の前部に配設された
複数枚の操舵翼と、前記誘導飛しょう体の飛しょう速度
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する格子翼回転手
段と、前記それぞれの操舵翼に加わる揚力の機軸垂直方
向成分を相殺し、かつ前記誘導飛しょう体後方への飛し
ょう速度を減速するように舵角操作を行う手段とを具備
したものである。

【００２４】第３の発明による誘導飛しょう体は、第２
の発明による誘導飛しょう体において、前記格子翼と前
記操舵翼とをともに操舵する手段を具備したものであ
る。

【００２５】

【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はこの実施形態における誘導飛しょう体２１
の構成を示す図であり、図１（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２２は機体４の前部に配置
された操舵翼、２３は機体４の後部に配置された展開
翼、２４は展開翼２３の構成品である可動翼であり、２
５は機体４の後部に展開翼２３と共に配設された展開翼
展開装置であり、その他は図１６の従来例と同じもので
ある。操舵翼２２、展開翼２３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。展開翼展開装置２５は
展開翼２３にそれぞれ１台づつ装着され、可動翼２４の
保持と展開を行なう。また図２はこの実施の形態におけ
る誘導飛しょう体２１の構成要素を示す図である。図に
おいて、２６は展開翼展開判定回路である。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２１の挙
動を示す図である。

【００２６】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２１は、段階
２７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１（ａ）に
示すように誘導飛しょう体２１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。この段階２８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。

【００２７】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２８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
２８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２９に示す飛しょう状態に至る。
展開翼２３は段階２８までは展開翼展開装置２５により
未展開の状態で保持され、段階２９においては展開翼２
３は展開した状態となる。

【００２８】次に、図２により展開翼２３の展開制御と
その原理を説明する。慣性装置１３で観測された飛しょ
う速度が展開翼展開判定回路２６へ与えられる。展開翼
展開判定回路２６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５０
ｋｍ）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、展開翼展開指令が発生さ
れる。展開翼展開装置２５では、展開翼展開判定回路２
６から展開翼展開指令を与えられて展開翼２３を展開動
作させる。その結果図１（ｂ）に示すように、展開翼の
翼面積が拡張された状態になり、所定の揚力を発生し、
飛しょう経路における機体４の静安定性が確保される。

【００２９】ここで飛しょう速度と静安定と減速舵角と
の関係を詳細に説明する。図４（ａ）は展開翼２３が閉
じているときに誘導飛しょう体２１に作用する空力的な
力とモーメントを示す図であり、図中左側に矢視Ａから
見た操舵翼２２に作用する空力的な力を示す。図４
（ｂ）は展開翼を閉じかつ誘導飛しょう体２１が減速舵
角をとったときに作用する空力的な力とモーメントを示
す図であり、図中左側に矢視Ａから見た操舵翼２２に作
用する空力的な力を示す。図４（ｃ）は展開翼が展開し
ているときに誘導飛しょう体２１に作用する空力的なモ
ーメントを示す図である。図４は誘導飛しょう体２１の
飛しょう姿勢の典型的な例を示すものであり、図４とは
異なる姿勢、たとえば飛しょう体４の機軸周りに４５゜
回転した飛しょう姿勢でも同様に説明できる。

【００３０】誘導飛しょう体２１が機体後方に向かう速
度Ｖｂで飛しょうする図３の段階２７の初期の場合に
は、展開翼２３が閉じている。操舵翼２２ｂと２２ｄに
揚力Ｌ３ｂが生じ４枚の操舵翼２２の合計としてＬ３の
揚力が生じる。展開翼２３には展開前の小さな翼面積に
応じて４枚の展開翼２３として合計Ｌ４の揚力が生じ
る。誘導飛しょう体２１の重心ＣＧ２周りの回転モーメ
ントＭ３は数３のごとく表わされ、迎角αの増大を打ち
消す方向に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００３１】

【数３】

【００３２】さらに、次の段階として操舵翼駆動装置１
７に減速舵角指示が出されたときの空力的な説明を減速
舵角の代表例により説明する。図４（ｂ）において矢視
Ａから見て、操舵翼２２ａは翼の前縁を左に、操舵翼２
２ｂは翼の前縁を下に、操舵翼２２ｃは翼の前縁を右
に、操舵翼２２ｄは翼の前縁を上になるように舵をき
る。舵をきったことにより、Ｌ３ｃの空力荷重が各操舵
翼２２に加わる。荷重Ｌ３ｃのベクトル和の揚力成分は
ゼロとなり、誘導飛しょう体２１の重心ＣＧ２周りの回
転モーメントには寄与しない。荷重Ｌ３ｃのベクトル和
の飛しょう体の進行方向成分は飛しょう体を減速させる
方向の力Ｎ１となり、誘導飛しょう体２１は減速され
る。このとき誘導飛しょう体２１の重心ＣＧ２周りの回
転モーメントＭｃは数４のごとく表わされ、力Ｎ１は迎
角αの増大を打ち消す方向に作用し、空力的に静安定を
さらに確保できる。

【００３３】

【数４】

【００３４】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２１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２９
に至る場合には、展開翼２３が展開する。ここで誘導飛
しょう体２１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（ｃ）に示すよう
に、可動翼２４の揚力Ｌ５が加わる。操舵翼２２の揚力
Ｌ３、展開翼２３の揚力Ｌ４とＬ５、操舵翼２２の空力
中心と重心ＣＧ２との距離Ｘ３、展開翼２３の空力中心
と重心ＣＧ２との距離Ｘ４、可動翼２４の空力中心と重
心ＣＧ２との距離Ｘ５との間に数５に示すモーメントバ
ランスの関係が成り立つ。

【００３５】

【数５】

【００３６】その結果、誘導飛しょう体２１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。

【００３７】次に、展開翼展開装置２５の動作の一例に
ついて説明する。図５は展開翼展開装置２５の動作を説
明する図であり、図５（ａ）は展開翼２３が展開する前
の状態を示す図、図５（ｂ）は展開翼２３が展開した状
態を示す図である。図５（ｃ）は展開前における後述す
るフックを図５（ａ）の矢視ア−アにより見た図であ
る。図５（ｄ）は展開後における後述するフックを図５
（ａ）の矢視ア−アにより見た図である。図５（ｅ）は
展開前における後述するピンを図５（ａ）の矢視イ−イ
により見た図である。図５（ｆ）は展開後における後述
するピンを図５（ａ）の矢視イ−イにより見た図であ
る。図において、３０は展開翼２３を形成し、機体４に
設けられた固定翼であり、３１は固定翼３０に対し可動
翼２４を回転可動に支持する軸であり、３２は可動翼２
４と固定翼３０にその両端を固定し可動翼２４に回転力
を与えるコイルばね、３３は固定翼３０に配設され展開
翼展開判定装置２６の指令で動作するロータリーソレノ
イド、３４はロータリーソレノイド３３の回転軸に固定
され、回転軸の回転に応じてかぎ状部分が可動翼２４に
設けた穴に嵌合する位置に配設されたフック、３５は可
動翼２４の一部で後述するピンがはめあい摺動する中空
軸、３６は一端が中空軸３５にはめあい摺動し、他端が
固定翼３０に設けられた可動翼の位置決め用穴にはめあ
う形状を有し、後述するばねの力を受けるフランジ形状
を有するピン、３７はピン３６と可動翼２４の間にはさ
みこまれる位置に配したばねである。

【００３８】図５（ａ）、図５（ｃ）、図５（ｅ）に示
すように、展開前の状態では展開翼展開判定装置２６か
らの指令により、フック３４が可動翼２４に設けられた
穴に嵌合し、可動翼２４は固定翼３０の外形状の範囲内
で固定されている。ピン３６はばね３７により固定翼３
０の平面に押しつけられた状態で保持されている。

【００３９】図５（ｂ）、図５（ｄ）に示すように、誘
導飛しょう体２１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展開翼展開判定装置２
６からロータリーソレノイド３３の駆動軸を図中の例で
は反時計回りに回転する指示が出され、フック３４と可
動翼２４の嵌合がはずれて、可動翼２４がコイルばね３
２の力で回転する。

【００４０】図５（ａ）、図５（ｆ）に示すように、可
動翼２４が軸３０を中心に回転し、ピン３６がウの位置
からエの位置に移動すると、ピン３６が固定翼３０に設
けられた穴に嵌合し、可動翼２４は所定の位置で保持さ
れる。

【００４１】図６はこの発明の実施の形態１における飛
しょうプロセスを示す図である。図の簡単な説明をする
と、誘導飛しょう体２１が母機２に搭載されており（Ｓ
１）、このとき展開翼２３は閉じた状態である。母機２
が目標体３を確認し誘導飛しょう体２１の発射指令を出
す（Ｓ２）。誘導飛しょう体２１は母機２から分離され
（Ｓ３）、母機２から離れる。このとき展開翼２３が閉
じているので負方向の速度での飛しょうにおいても静安
定が確保できる。操舵翼駆動装置１７に減速舵角指令が
与えられ、操舵翼２２は減速舵角をとり減速が加勢され
負方向の飛しょう期間が短縮される。また静安定余裕も
増す（Ｓ４）。母機前方から後方へ向かう方向と正とし
たとき、誘導飛しょう体２１の速度が所定の減速舵角を
停止する速度に至ると減速舵角指令は停止される（Ｓ
５）。さらに誘導飛しょう体２１の速度が零ないし零近
傍の展開翼展開速度に至ると（Ｓ７）、展開翼展開判定
装置２６から展開翼展開指示が出され（Ｓ８）、展開翼
２３が展開し誘導飛しょう体２１の前方へ飛翔する通常
の誘導飛しょうとなる（Ｓ９）。このとき展開翼２３が
展開しているので静安定が確保できる。

【００４２】上記動作により、誘導飛しょう体２１が負
方向の速度領域と正方向の速度領域に渡り静安定を確保
できる。

【００４３】また、負方向の速度領域では減速が加勢さ
れ負方向での飛しょう時間が従来に比べ短縮された分、
正方向への飛しょう時間が増え、誘導飛しょう体２１の
射程が長くなる。

【００４４】実施の形態２．図７、図８および図９を用
いてこの発明に係わる実施の形態２について説明する。
図７はこの実施形態における誘導飛しょう体２１の構成
を示す図であり、図７（ａ）は機体後方へ飛しょうする
場合、図７（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３８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なす格
子翼、３９は機体４の後部に格子翼３８と共に配設され
た格子翼回転装置であり、その他は図１の実施の形態１
と同じものである。操舵翼２２、格子翼３８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３９は格子翼３８にそれぞれ１台づつ装着され
る。格子翼回転装置３９は、格子翼３８を形成する複数
の平面翼が気流に晒されない方向（図中ウ−ウの向
き）、格子翼３８を形成する複数の平面翼が気流に晒さ
れる方向（図中エ−エの向き）またはその間の角度に格
子翼３８を回転し保持する。また図８はこの実施の形態
における誘導飛しょう体２１の構成要素を示す図であ
る。図において、４０は格子翼回転判定回路である。図
９は航空機から発射もしくは投下された誘導飛しょう体
２１の挙動を示す図である。

【００４５】次に動作について説明する。図９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２１は、段階
２７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７（ａ）に
示すように誘導飛しょう体２１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。この段階２７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。

【００４６】その後、母機２より分離されてからｔｒ１
秒後には、図９の段階２８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
２８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２９に示す飛しょう状態に至る。
また、誘導飛しょう体２１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３８は段階２８までは格子翼回転装置
３９により格子翼３８を形成する複数の平面翼が気流に
晒されない方向に保持され、段階２９では格子翼３８を
形成する複数の平面翼が気流に晒される方向に保持され
る。

【００４７】次に、図８により格子翼３８の回転制御と
その原理を説明する。慣性装置１３で観測された飛しょ
う速度が格子翼回転判定回路４０へ与えられる。格子翼
回転判定回路４０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５０
ｋｍ）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３９では、格子翼回転判定回路４
０から格子翼回転指令を与えられて格子翼３８を回転さ
せる。その結果図７（ｂ）に示すように、格子翼３８を
形成する複数の平面翼が気流に晒される状態になり、所
定の揚力を発生し、飛しょう経路における機体４の静安
定性が確保される。

【００４８】ここで飛しょう速度と静安定と減速舵角と
の関係を詳細に説明する。図１０（ａ）は格子翼３８を
形成する複数の平面翼が気流に晒されない方向に保持さ
れたときに誘導飛しょう体２１に作用する空力的な力と
モーメントを示す図であり、図中左側に矢視Ａから見た
操舵翼２２に作用する空力的な力を示す。図１０（ｂ）
は格子翼３８を形成する複数の平面翼が気流に晒されな
い方向に保持されかつ誘導飛しょう体２１が減速舵角を
とったときに作用する空力的な力とモーメントを示す図
であり、図中左側に矢視Ａから見た操舵翼２２に作用す
る空力的な力を示す。図１０（ｃ）は格子翼３８を形成
する複数の平面翼が気流に晒される方向に保持されたと
きに誘導飛しょう体２１に作用する空力的なモーメント
を示す図である。図１０は誘導飛しょう体１９の飛しょ
う姿勢の典型的な例を示すものであり、図１０とは異な
る飛しょう姿勢、たとえば飛しょう体４の機軸周りに４
５゜回転した飛しょう姿勢でも同様に説明できる。

【００４９】誘導飛しょう体２１が機体後方に向かう速
度Ｖｂで飛しょうする図９の段階２７の初期の場合に
は、格子翼３８を形成する複数の平面翼が気流に晒され
ない方向に保持されている。操舵翼２２ｂと２２ｄに揚
力Ｌ６ｂが生じ全操舵翼２２としてＬ６の揚力が生じ
る。このとき格子翼３８を形成する複数の平面翼が気流
に晒されないので、格子翼３８は揚力を生じない。誘導
飛しょう体２１の重心ＣＧ３周りの回転モーメントＭ５
は数６のごとく表わされ、迎角αの増大を打ち消す方向
に作用し、空力的に静安定を確保できる。

【００５０】

【数６】

【００５１】さらに、次の段階として操舵翼駆動装置１
７に減速舵角指示が出されたときの空力的な説明を減速
舵角の代表例により説明する。図１０（ｂ）において矢
視Ａから見て、操舵翼２２ａは翼の前縁を左に、操舵翼
２２ｂは翼の前縁を下に、操舵翼２２ｃは翼の前縁を右
に、操舵翼２２ｄは翼の前縁を上になるように舵をき
る。舵をきったことにより、Ｌ６ｃの空力荷重が各操舵
翼２２に加わる。荷重Ｌ６ｃのベクトル和の揚力成分は
零となり、荷重Ｌ６ｃのベクトル和の飛しょう体の進行
方向成分は飛しょう体を減速させる方向の力Ｎ２とな
り、誘導飛しょう体２１は減速される。このとき誘導飛
しょう体２１の重心ＣＧ２周りの回転モーメントＭ５は
数７のごとく表わされ、力Ｎ２は迎角αの増大を打ち消
す方向に作用し、空力的に静安定をさらに確保できる。

【００５２】

【数７】

【００５３】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２１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９の段階２９
に至る場合には、格子翼３８を形成する複数の平面翼が
気流に晒される。ここで誘導飛しょう体２１が気流に対
して図１０（ａ）の場合と同じ迎え角αをとったと仮定
すると、図１０（ｃ）に示すように、格子翼３８の揚力
Ｌ７が生じる。操舵翼２２の揚力Ｌ６、格子翼３８の揚
力Ｌ７、操舵翼２２の空力中心と重心ＣＧ３との距離Ｘ
６、格子翼３８の空力中心と重心ＣＧ３との距離Ｘ７と
の間に数８に示すモーメントバランスの関係が成り立
つ。

【００５４】

【数８】

【００５５】その結果、誘導飛しょう体２１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。

【００５６】次に、格子翼回転装置３８の一例について
説明する。図１１は格子翼回転装置３９の動作を説明す
る図である。図において、４１は格子翼３８の軸と機体
４の間に配置され格子翼３８を回転可動に支持する軸受
であり、４２は格子翼３８の軸に固定されたホイールギ
ヤであり、４３は後述するモーターの軸に固定され、ホ
イールギヤ４２とかみ合うウォームギヤであり、４４は
機体４に固定され格子翼回転判定回路４０からの指令に
より回転するモーターである。

【００５７】格子翼回転判定回路４０からの指令により
モーター４４が回転すると、ウォームギヤ４３が回転
し、ホイールギヤ４２を介して格子翼３８の軸に回転が
伝達され格子翼３８が回転する。格子翼回転判定回路４
０からの指令によりモーター４４の回転が保持されると
格子翼３８の回転が保持される。

【００５８】図１２はこの発明の実施の形態１における
飛しょうプロセスを示す図である。図の簡単な説明をす
ると、誘導飛しょう体２１が母機２に搭載されており
（Ｓ１）、このとき格子翼３８は格子翼３８を形成する
複数の平面翼が気流に晒されない方向を向いた状態であ
る。母機２が目標体３を確認し誘導飛しょう体２１の発
射指令を出す（Ｓ２）。誘導飛しょう体２１は母機２か
ら分離され（Ｓ３）、母機２から離れる。このとき格子
翼３８を形成する複数の平面翼が気流に晒されない方向
を向いた状態であるので揚力が発生せず負方向の速度で
の飛しょうにおいても静安定が確保できる。操舵翼駆動
装置１７に減速舵角指令が与えられ、操舵翼２２は減速
舵角をとり減速が加勢され負方向の飛しょう期間が短縮
される。また静安定余裕も増す（Ｓ４）。母機前方から
後方へ向かう方向と正としたとき、誘導飛しょう体２１
の速度が所定の減速舵角を停止する速度に至ると減速舵
角指示は停止される（Ｓ５）。さらに誘導飛しょう体２
１の速度が零ないし零近傍の格子翼回転速度に至ると
（Ｓ７）、格子翼回転判定回路４０から格子翼回転指示
が出され（Ｓ８）、格子翼３８が回転し誘導飛しょう体
２１の前方へ飛翔する通常の誘導飛しょうとなる（Ｓ
９）。このとき格子翼３８を形成する複数の平面翼が気
流に晒されるので揚力が生じ静安定が確保できる。

【００５９】上記動作により、誘導飛しょう体２１が負
方向の速度領域と正方向の速度領域に渡り静安定を確保
できる。

【００６０】また、負方向の速度領域では減速が加勢さ
れ負方向での飛しょう時間が従来に比べ短縮された分、
正方向への飛しょう時間が増え、誘導飛しょう体２１の
射程が長くなる。

【００６１】実施の形態３．図１３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２１の構成要素を示
すものであり、他はこの発明に係る実施の形態２と同様
である。

【００６２】図１３において、舵角指令計算回路１６か
ら操舵翼駆動装置１７と格子翼回転装置３９へ舵角指令
を与える。その他はこの発明に係る実施の形態２と同様
である。

【００６３】図１４はこの発明の実施の形態３における
飛しょうプロセスを示す図である。ステップ８（Ｓ８）
までは、実施の形態２と同じであり、ステップ９（Ｓ
９）以降について説明する。格子翼３８は格子翼３８を
形成する平面翼が気流に晒される状態になると揚力が生
じ静安定性が確保できる。また格子翼３８は、格子翼回
転装置３９により舵角指令計算回路１６の指示にしたが
って翼の角度を変更できるので、操舵翼２２と同等の機
能を持ち、操舵翼２２と格子翼３８との複合操舵ないし
は格子翼３８単体での機体制御ができる。複合操舵で機
体制御する場合、機体の応答性が向上することが知られ
ており、目標体に命中する能力が向上する。また格子翼
は、軸周りの回転に必要なモーメントが同等の揚力特性
を有する通常の平面翼より小さいことが知られており、
格子翼３８単体で機体制御する場合は、回転に必要なモ
ーメントが小さくなり、駆動する電力が少なくすむ。

【００６４】上記動作により、誘導飛しょう体２１が負
方向の速度領域と正方向の速度領域に渡り静安定を確保
できる。

【００６５】また、負方向の速度領域では減速が加勢さ
れ負方向での飛しょう時間が従来に比べ短縮された分、
正方向への飛しょう時間が増え、誘導飛しょう体２１の
射程が長くなる。

【００６６】また、目標体に命中する能力が向上し、駆
動する電力が少なくてすむ。

【００６７】

【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。

【００６８】第１から第２の発明によれば、航空機から
分離され航空機後方へ向けて飛しょうする誘導飛しょう
体において、飛しょう速度が誘導飛しょう体の後方のと
きに減速舵角をとることにより、減速が加勢され負方向
での飛しょう時間が従来に比べ短縮された分、正方向へ
の飛しょう時間が増え、誘導飛しょう体の射程が長くな
る。また、同時に静安定をさらに確保できる。

【００６９】第３の発明によれば、航空機から分離され
航空機後方へ向けて飛しょうする誘導飛しょう体におい
て、飛しょう速度が誘導飛しょう体の後方のときに減速
舵角をとることにより、減速が加勢され負方向での飛し
ょう時間が従来に比べ短縮された分、正方向への飛しょ
う時間が増え、誘導飛しょう体の射程が長くなる。ま
た、同時に静安定をさらに確保できる。さらに目標体に
命中する能力が向上し、駆動電力を少なくすることがで
き、誘導飛しょう体の軽量化・小型化が可能となる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 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２】 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３】 この発明の実施の形態１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における展開翼展開
装置を説明する図である。

【図６】 この発明の実施の形態１における飛しょうプ
ロセスを説明する図である。

【図７】 この発明の実施の形態２の誘導飛しょう体の
構成図である。

【図８】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形態
２を示す制御系の構成図である。

【図９】 この発明の実施の形態２の挙動を示す図であ
る。

【図１０】 この発明の実施の形態２における空力的な
モーメントを示す図である。

【図１１】 この発明の実施の形態２における格子翼回
転装置を説明する図である。

【図１２】 この発明の実施の形態２における飛しょう
プロセスを説明する図である。

【図１３】 この発明による誘導飛しょう体の実施の形
態３を示す制御系の構成図である。

【図１４】 この発明の実施の形態３における飛しょう
プロセスを説明する図である。

【図１５】 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１６】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図であ
る。

【図１７】 従来の誘導飛しょう体の制御系の構成図で
ある。

【図１８】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１９】 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。

【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慣性装置、
１４ 航法計算回路、１５ ゲイン計算回路、１６ 舵
角指令計算回路、１７ 操舵翼駆動装置、２２ 操舵
翼、２３ 展開翼、２４ 可動翼、２５展開翼展開装
置、２６ 展開翼展開判定装置、３０ 固定翼、３１
軸、３２コイルばね、３３ ロータリーソレノイド、３
４ フック、３５ 中空軸、３６ ピン、３７ ばね、
３８ 格子翼、３９ 格子翼回転装置、４０ 格子翼回
転判定回路、４１ 軸受、４２ ホイールギア、４３
ウォームギア、４４ モーター。

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し、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重心に対して空力中心を誘導飛し
   ょう体後方へ移動するように展開する展開翼と、前記誘
   導飛しょう体の前部に配設された複数枚の操舵翼と、前
   記誘導飛しょう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
   記展開翼を展開する展開翼展開手段と、前記それぞれの
   操舵翼に加わる揚力の機軸垂直方向成分を相殺し、かつ
   前記誘導飛しょう体後方への飛しょう速度を減速するよ
   うに舵角操作を行う手段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】 飛行中の航空機から分離し、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後部に配設され、複数の平面翼が
   交差して格子形状をなす格子翼と、前記誘導飛しょう体
   の前部に配設された複数枚の操舵翼と、前記誘導飛しょ
   う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
   転する格子翼回転手段と、前記それぞれの操舵翼に加わ
   る揚力の機軸垂直方向成分を相殺し、かつ前記誘導飛し
   ょう体後方への飛しょう速度を減速するように舵角操作
   を行う手段とを具備したことを特徴とする誘導飛しょう
   体。
3. 【請求項３】 請求項２の誘導飛しょう体において、前
   記格子翼と前記操舵翼とをともに操舵する手段を具備し
   たことを特徴とする誘導飛しょう体。