JP4070215B2 - Flying object - Google Patents
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Description
本発明は、飛翔体、特に空力安定と低空力抵抗という、相反した性能要求を両立した飛翔体に関するものである。 The present invention relates to a flying object, and more particularly to a flying object that satisfies the conflicting performance requirements of aerodynamic stability and low aerodynamic resistance.
一般に、飛翔体は、機体全長と機体直径の比(Fineness Ratio)を大きくする、すなわち、機体を細長くすると共に先端部形状を尖らすことで、空気抵抗を低減することができる。しかしながら、機体を細長くすると風圧中心が機体前方へ移動し、空力不安定を招くことになる。これは、風圧中心が機体の重心より前方に位置すると、揚力が機体の姿勢変化を増幅するように作用するため、安定して飛行できなくなるからである。その原因としては、飛翔体の揚力が主に先頭の円錐部(ノーズコーン)で発生することに起因する。
ところで、空力安定性を改善する手段としては、飛翔体後部に安定翼を装備し、空力中心を後方へ下げることが広く知られている(例えば、特許文献1を参照。)。しかしながら、このような安定翼の装備は、空気抵抗の増加、搭載性の低下といったデメリットがある上に、安定翼の装着が困難な飛翔体も存在する。また、他の手段として、スピン安定を利用する手段も知られている(例えば、特許文献2を参照。)。しかしながら、飛翔体にスピンをかけることが運用上望ましくない場合が多く、近年はあまり使用されていない。上記以外に、空力安定性を改善する先行技術としては、細長いスパイクをノーズコーンの代替とする手法があり、実用化された例も存在する。スパイクは、ほとんど揚力を発生しないため、風圧中心を機体後方へ下げることができる点では有効であるが、スパイク周囲に発生する離脱衝撃波によって空気抵抗が増加するという大きな欠点が存在する。
In general, a flying object can reduce air resistance by increasing the ratio between the total length of the aircraft and the aircraft diameter (Fineness Ratio), that is, by making the aircraft elongated and sharpening the tip shape. However, if the aircraft is elongated, the center of wind pressure moves to the front of the aircraft, leading to aerodynamic instability. This is because if the wind pressure center is located in front of the center of gravity of the aircraft, the lift acts so as to amplify the attitude change of the aircraft, and thus it is impossible to fly stably. The cause is that the lift of the flying object is generated mainly at the leading cone (nose cone).
By the way, as means for improving aerodynamic stability, it is widely known to equip the rear part of the flying body with a stabilizing wing and lower the aerodynamic center backward (see, for example, Patent Document 1). However, such stable wing equipment has disadvantages such as increased air resistance and reduced mountability, and there are also flying objects that are difficult to mount the stable wing. As another means, means utilizing spin stability is also known (see, for example, Patent Document 2). However, in many cases, it is not desirable in terms of operation to spin a flying object, and it has not been used much in recent years. In addition to the above, as a prior art for improving aerodynamic stability, there is a method of replacing a long and narrow spike with a nose cone, and there is an example in practical use. Since the spike generates little lift, it is effective in that the center of wind pressure can be lowered to the rear of the fuselage, but there is a major drawback in that the air resistance increases due to the separation shock wave generated around the spike.
このように、スパイクとノーズコーンはトレードオフの関係にあり、機体の先端部で揚力が発生しないように先端形状をスパイクにすると、空気抵抗が増大し、他方、空気抵抗を低減するように先端形状をノーズコーンにすると機体の先端部で揚力が発生し空力的に不安定になるという問題点がある。
そこで、本発明が解決しようとする課題は、上記従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反した性能要求を両立した飛翔体を提供することにある。
In this way, the spike and nose cone are in a trade-off relationship, and if the tip shape is spiked so that lift does not occur at the tip of the fuselage, the air resistance increases, on the other hand, the tip decreases to reduce the air resistance. If the shape is a nose cone, there is a problem that lift is generated at the tip of the aircraft and it becomes unstable aerodynamically.
Accordingly, the problem to be solved by the present invention has been made in view of the above-mentioned problems of the prior art, and provides a flying object that satisfies both conflicting performance requirements of improving aerodynamic stability and reducing air resistance. There is to do.
前記目的を達成するための第1の発明は、軸上に複数の平板を離散的に相似拡大させながら同芯状に取り付け、前記平板間にキャビティが形成された構造体とし、該構造体を機体本体の前端部に取り付けたことにより、飛翔体の空力安定性と空気抵抗の低減とを両立させたことを特徴とする。
上記第1の発明の飛翔体では、複数の平板をこのように構成することにより、隣り合う2つの平板によって形成されるキャビティにおいて空気の循環流が形成され、その循環流と空気流によって安定した剪断層が形成され、その剪断層は圧縮面となり、あたかも固体壁面の如く空気流に作用する。その結果、その剪断層近傍の空気流は後方へ安定に流れるようになり、空気抵抗が好適に低減される。ところで、長軸物は揚力を発生させないため元々空力安定性は高い。本発明は、この長軸物である機体本体の前端部に複数の円板が離散配置され且つ円板間にキャビティが形成された構造体を取り付けたものであるため、円板を追加したことによる空力安定性の悪化が懸念されたが、後述する空力特性試験の結果、円板を追加したことによる空力安定性の変化は極僅かで有意な差は認められなかった。それ以上に、長軸物に円板を追加したことによる空気抵抗の低減の効果が顕著に確認され、上記構成により飛翔体は空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反する性能要求を両立し得ることが確認された。
According to a first aspect of the invention for achieving the above object, a plurality of flat plates are mounted on a shaft in a concentric form while being discretely enlarged, and a cavity is formed between the flat plates. By attaching to the front end of the aircraft body, the aerodynamic stability of the flying object and the reduction of air resistance are both achieved.
In the flying body according to the first aspect of the present invention, by configuring the plurality of flat plates in this way, an air circulation flow is formed in a cavity formed by two adjacent flat plates, and the air flow is stabilized by the circulation flow and the air flow. A shear layer is formed, which becomes a compression surface and acts on the air flow as if it were a solid wall surface. As a result, the air flow in the vicinity of the shear layer flows stably rearward, and the air resistance is suitably reduced. By the way, since a long-axis object does not generate lift, aerodynamic stability is originally high. In the present invention, a structure in which a plurality of discs are discretely arranged and cavities are formed between the discs is attached to the front end of the machine body, which is a long-axis object. Although there was concern about the deterioration of aerodynamic stability, as a result of an aerodynamic characteristic test to be described later, the change in aerodynamic stability due to the addition of a disk was very slight and no significant difference was observed. Furthermore, the effect of reducing the air resistance due to the addition of the disk to the long-axis object has been remarkably confirmed, and the above structure makes it possible for the flying object to meet the conflicting performance requirements of improving aerodynamic stability and reducing air resistance. It was confirmed that
第2の発明では、前記平板は、前記構造体の先端を頂点とし且つ前記機体本体の前端部を底面とする錐形とした場合、その錐形の母線に接するよう前記軸上に取り付け配置されていることとした。
上記第2の発明の飛翔体では、上記各キャビティの安定した剪断層による圧縮面が滑らかに連続し、固体壁面と同様の圧縮円錐面を構成するようになり、その結果、空気流は後方により安定して流れ、空気抵抗がより好適に低減される。
In the second invention, when the flat plate has a conical shape with the tip of the structure as a vertex and the front end of the airframe body as a bottom surface, the flat plate is attached and arranged on the shaft so as to contact the conical bus. It was decided that
In the flying body according to the second aspect of the invention, the compression surface by the stable shear layer of each of the cavities is smoothly continuous and forms a compression conical surface similar to the solid wall surface. It flows stably and air resistance is reduced more suitably.
第3の発明では、前記構造物は軸方向の長さを可変にする手段を具備していることとした。
上記第3の発明の飛翔体では、上記剪断層の傾き、より正確には上記剪断層によって形成される圧縮コーン面の先鋭度が変わり得ることになる。その結果、飛行中の空気抵抗特性を能動的に制御することが可能となる。
In the third invention, the structure is provided with means for changing the length in the axial direction.
In the flying body of the third invention, the inclination of the shear layer, more precisely, the sharpness of the compression cone surface formed by the shear layer can be changed. As a result, it is possible to actively control the air resistance characteristics during flight.
本発明の飛翔体によれば、長軸物に配設された平板間に形成されるキャビティによって、内部の循環流と外部流との境界である剪断層が安定に保持される。このため、外部流は安定して後方に流れるようになり、従来のスパイク付き飛翔体で発生した離脱衝撃波が発生しなくなり、その結果、空気抵抗が好適に低減される。また、迎角がある場合は、機体一方側の空気がキャビティを通り抜けて機体他方側へ流出するため、機体一方面と機体反対面の圧力差が軽減され、揚力をほとんど発生しない。従って、本発明の飛翔体は空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反した性能要求を同時に満足することができる。 According to the flying object of the present invention, the shear layer that is a boundary between the internal circulation flow and the external flow is stably held by the cavity formed between the flat plates disposed on the long-axis object. For this reason, the external flow stably flows backward, and the separation shock wave generated in the conventional spiked flying body is not generated, and as a result, the air resistance is suitably reduced. Also, when there is an angle of attack, air on one side of the aircraft passes through the cavity and flows out to the other side of the aircraft, so the pressure difference between the one surface of the aircraft and the opposite surface of the aircraft is reduced, and little lift is generated. Therefore, the flying object of the present invention can simultaneously satisfy the conflicting performance requirements of improving aerodynamic stability and reducing air resistance.
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。 Hereinafter, the present invention will be described in more detail with reference to embodiments shown in the drawings.
図1は、本発明に係る飛翔体100を示す説明図である。
この飛翔体100は、ペイロードおよび燃料タンク並びに推進装置等を搭載する機体本体10と、空力安定性を改善すると共に空気抵抗を低減する手段を有する構造体としてのノーズ部20とを具備して構成されている。
FIG. 1 is an explanatory view showing a flying object 100 according to the present invention.
The flying body 100 includes a
ノーズ部20では、複数の平板、例えば第1円板1、第2円板2および第3円板3の3個の円板と軸4とから成り、これらの円板が離散的に且つ機体本体10側に拡径しながら同芯状に軸4に取り付けられ、隣り合う2つの円板によってキャビティCが形成されている。また、詳細は図3を参照しながら後述するが、このように軸4にキャビティCを形成したノーズ部20とすることにより、スパイクの元々の利点であった空力安定性を損なうことなく、即ち空力中心を前方に移動させることなく、スパイクの元々の欠点であった空気抵抗が大きいという欠点を解消することができ、ロケットを初めとする先細りの飛翔体において高い空力安定性と空気抵抗の低減という、相反した性能を両立することが可能となる。
The
第1円板1、第2円板2および第3円板3は、ノーズ部20の先端である軸4の先端部4aを頂点とし且つ機体本体10の前端部10aを底面とする円錐形の母線に沿って相似拡大していることが好ましい。本飛翔体100が空気中を飛翔する際に各キャビティCには循環流が生じ、空気流との間に安定な剪断層が形成されることになるが、上記構成とすることにより、これらの剪断層が滑らかに連続して、剪断層による圧縮円錐面が形成され、あたかも固体の円錐面の如く空気流に作用し、その近傍を流れる空気流は安定して後方に流れるようになり、空気抵抗が好適に低減されることになる。
The
ノーズ部20は、図2を参照しながら後述するが、軸方向に対する長さを可変にする軸長可変機構を備えている。これにより、前述した剪断層による圧縮円錐面の先鋭度を変えることが可能になり、その結果、飛行中の空気抵抗特性を能動的に制御することが出来るようになる。
As will be described later with reference to FIG. 2, the
図2は、軸4の軸長可変機構を説明する部分断面図である。
この軸4は、例えば第1ロッド41、第2ロッド42、第3ロッド43および第4ロッド44から構成される。第1ロッド41の外径は、第2ロッド42の内径より僅かに小さく、第1ロッド41は、第2ロッド42の内周面を摺動自在に移動することが出来る。また、第1ロッド41および第2ロッド42に対する駆動はリニアモータ等(図示せず)によって行われる。あるいは、第1ロッド41の外周面に雄ねじが切られ、一方、第2ロッド42の内周面にはそれに螺合する雌ねじが切られて、これらの雌雄ねじが噛み合いながらモータ等(図示せず)によって軸方向に駆動されるという構成とすることも可能である。また、以上のことは、第2ロッド42および第3ロッド43又は第3ロッド43および第4ロッド44に対しても同様に当てはまる。
FIG. 2 is a partial cross-sectional view illustrating the shaft length variable mechanism of the
The
軸4が上記のような構成をとることにより、第2ロッド42に対する第1ロッド41の相対長さL1、第3ロッド43に対する第2ロッド42の相対長さL2、第4ロッド44に対する第3ロッド43の相対長さL3、および前端部10aに対する第4ロッド44の相対長さL4は、自由に変わり得ることになり、その結果、軸4の全体長さLおよび、剪断層による圧縮円錐面の先鋭度(圧縮円錐面の半頂角θ)を変えることが可能になる。例えば、本飛翔体100が超音速で飛行する場合は、図2(a)に示すように、軸4の全体長さLを長くして、軸4の先鋭度θを小さくすることにより、空気抵抗を好適に低減する。また、同(b)に示すように、軸4の先鋭度θを大きくして飛行することも可能である。あるいは、同(c)に示すように、本飛翔体100を地上において保管する場合、各ロッド41,42,43,44を収納することが可能である。
When the
図3は、本発明に係る飛翔体100の空気抵抗を低減する原理を示す概念図である。
本飛翔体100が、超音速で空気中を進行する場合、各キャビティ内では循環流Fcが形成される。その結果、その循環流Fcと外部流Foとの境界近傍では、安定した剪断層Fsが形成され剪断層による圧縮円錐面を形成するようになる。この剪断層による圧縮円錐面は、あたかも、固体壁面の如く流体に作用する。これにより、外部流Foは安定して後方に流れるようになる。従来のスパイク付き飛翔体では、先端部4aで発生した衝撃波に起因して離脱衝撃波が発生して、外部流Foの後方への流れを妨げ空気抵抗を増大させていたが、本飛翔体100のように、軸4に複数の円板を設けキャビティを形成することにより、その循環流Fcと外部流Foとの間に安定な剪断層Fsが形成され、外部流Foは安定して後方に流れ、空気抵抗が好適に低減されるようになる。
FIG. 3 is a conceptual diagram showing the principle of reducing the air resistance of the flying object 100 according to the present invention.
When the flying object 100 travels in the air at supersonic speed, a circulating flow Fc is formed in each cavity. As a result, in the vicinity of the boundary between the circulating flow Fc and the external flow Fo, a stable shear layer Fs is formed, and a compression conical surface is formed by the shear layer. The compression conical surface by this shear layer acts on the fluid as if it were a solid wall surface. As a result, the external flow Fo stably flows backward. In the conventional flying object with spikes, a separation shock wave is generated due to the shock wave generated at the
ところで、飛翔体100が迎角をとる場合、図3(b)に示すように、外部流Foがキャビティ内を通り抜けて機体上部へ溢流Fwとして流出するために、風下側の流れFdと風上側の流れFuは流速において殆ど差異はなく、その結果、機体一方面と機体反対面の圧力差が軽減され、揚力を殆ど発生せず、空力的に安定するようになる。 By the way, when the flying object 100 takes an angle of attack, as shown in FIG. 3B, the external flow Fo passes through the cavity and flows out to the upper part of the aircraft as an overflow Fw. The upper flow Fu has almost no difference in flow velocity. As a result, the pressure difference between the one surface of the airframe and the opposite surface of the airframe is reduced, so that almost no lift is generated and the airflow is stabilized.
図4は、本発明に係る飛翔体の空力特性試験の結果を示すグラフである。なお、図4(a)は、マッハ数と抵抗係数の関係を示し、同(b)はマッハ数と空力中心との関係を示すグラフである。また、空力中心とは、風圧中心位置のことであり、スパイク又はノーズの先端部を基準として計測した時の距離を、142.3mmで除して無次元化した値を百分率で表示したものである。 FIG. 4 is a graph showing the results of the aerodynamic characteristic test of the flying object according to the present invention. FIG. 4A shows the relationship between the Mach number and the resistance coefficient, and FIG. 4B is a graph showing the relationship between the Mach number and the aerodynamic center. The aerodynamic center is the wind pressure center position, and is a non-dimensional value obtained by dividing the distance when measured with respect to the tip of the spike or nose by 142.3 mm as a percentage. is there.
また、供試体としては、図5に示すように、本発明に係る飛翔体の他の実施形態である軸4に12個の円板を取り付けた第1供試体110、スパイクに1個の円板のみを取り付けた第2供試体200、スパイクのみの第3供試体300、およびノーズコーン形状を有する第4供試体400とした。
In addition, as shown in FIG. 5, the specimen is a
図4(a)に示すように、円板の個数を増やすにつれて、各供試体の抵抗係数は好適に減少し、空気抵抗が好適に低減している。特に、第1供試体110(図4上の○印)は、第3供試体300(同□印)に比べ、抵抗係数が60%以上低減している。これは、円板の個数を増やすことによって、円板間のキャビティに形成される循環流がより安定化するためと考えられる。また、第1供試体110(同○印)の抵抗係数は、上記供試体のうち抵抗係数の最も小さいノーズコーン形状を有する第4供試体400(同●印)と比較した場合でも、極僅かに高くなっているが有意な差ではないと考えられる。また、同(b)に示すように、スパイクに円板を取り付けると、空力中心は後方へ移動して空力安定性が増大する。また、円板の個数を増やすと、空力中心が若干前方へ移動するようになるが、第2供試体200(同■印)および第3供試体300(同□印)と比較した場合、有意な差ではないと考えられる。さらに、ノーズコーン形状を有する第4供試体400(同●印)と比較した場合、第1供試体110の空力中心は平均して25%以上後方にあり、空力安定性が改善していると言える。
As shown in FIG. 4 (a), as the number of disks is increased, the resistance coefficient of each specimen is suitably reduced, and the air resistance is suitably reduced. In particular, the resistance coefficient of the first specimen 110 (circled in FIG. 4) is reduced by 60% or more compared to the third specimen 300 (same square). This is considered to be because the circulation flow formed in the cavity between the disks is further stabilized by increasing the number of disks. In addition, the resistance coefficient of the first specimen 110 (marked with the same symbol) is very small even when compared to the
上記の結果は、軸に対し複数の円板を離散的に且つ同芯状に機体本体側に拡径しながら取り付け、円板間にキャビティが形成されたノーズ部とし、そのノーズ部を機体本体の前端部に取り付けることにより、ノーズコーンと同等の空力抵抗特性をもたらすと同時に風圧中心を大幅に後方へ下げ空力安定性を改善することを示している。また、円板の個数を増やすと抵抗係数が大幅に低減されるのに対し、空力中心は殆ど移動しないことも示している。 The above result is that a plurality of disks are discretely and concentrically attached to the shaft while expanding the diameter toward the body body side, and a nose portion having a cavity formed between the disks is formed. It is shown that aerodynamic stability is improved by lowering the center of wind pressure to the rear while providing the aerodynamic resistance characteristic equivalent to the nose cone. It is also shown that when the number of disks is increased, the resistance coefficient is greatly reduced, while the aerodynamic center hardly moves.
以上、本発明に係る飛翔体によれば、空力安定と低空力抵抗という相反する性能を両立することが可能となる。 As described above, according to the flying object according to the present invention, it is possible to achieve both contradictory performances of aerodynamic stability and low aerodynamic resistance.
本発明の飛翔体は、空気中を高速で飛行し、全体的に先細りの又は一部分に先細り形状を有する航空機、ロケット等の飛翔体に好適に適用することが出来る。 The flying object of the present invention can be suitably applied to a flying object such as an aircraft or a rocket that flies at high speed in the air and has an overall tapered shape or a partially tapered shape.
1 第1円板
2 第2円板
3 第3円板
4 スパイク
110 第1供試体
200 第2供試体
300 第3供試体
400 第4供試体
100 飛翔体
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