JPH02161300A - 誘導飛しよう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は、誘導飛しよう体の改良に関し、さらに詳し
くは、主翼をロケットモータ燃焼後に前方に移動させ、
１つの制却装竜の制御信号を前翼及び後翼者々２つのア
クチュエータに送ることにより、主翼の前方及び後方に
位置する操舵翼を同時に操舵することで誘導飛しよう体
の性能向上を図った点を特徴とするものである。

〔従来の技術〕

第６図及び第７図は従来の誘導飛しよう体の機体の例を
示す概略図であり、丙においてｆｌｌは胴体。

（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は後翼である。こ
こで第６図は前翼操舵方式の機体の例、第１図は後翼操
舵方式の機体の例である。＃ｃ８図は従来の誘導飛しよ
う体の内部構造を示す概略図でありＩ１１はロケットモ
ータ、Ｘｍｌはロケットモータ燃焼前の機体の重心位Ｊ
Ｘｍ２はロケットモータ燃焼後の機体の重心位＋１．　
　Ｘ０ｐ１　　は機体上の着力点である。

第９図は前翼操舵方式の旋回開始時における状態の例、
第１０図は同じ方式の定常旋回時における状態の例を示
す概略図であり、（８）は図の面内に設定した座標軸で
あり、主流に平行な（８ａ）　　をＸ軸、Ｘ軸を直交す
る（８ｂ）をｙ軸とする。南中。

矢印δは操舵翼の紀角量、矢印αは迎角量、及び白抜き
の矢印は主流の方向を示す。

第８図に示されるような機体では、ロケットモータの燃
焼前の重心位置はＸｍｌであるが１機体の飛しよう開始
後、ロケットモータが燃焼される忙つれて１機体後方部
の重量が軽くなり０重心位置は前方のＸｒｒ１２ＶＣま
で移動する。

これにより９重心位喧から機体の着力点までの距１１Ｉ
は、Δｘ１からΔｘ２に変化する。即ち、ロケットモー
タが燃焼することで機体の重心が前方に移動し９重心位
１電と着力点の距離が長くなり１機体の静安定性は太き
（なる。

今、ｙ軸の正方向の旋回加速度を発生させる場合を考え
る。旋回開始時にはまず正の舵角を取り前翼ＫｔｉｊＳ
力を発生させることにより、第１０図における時計回り
のモーメントを発生させ０機体をその向きに回転させる
。迎角の増加とともに主翼及び胴体からも揚力が発生し
、開始に時計回りのモーメントの膚も変化する。静的に
安定な機体の場合、迎角の増加とともにモーメントは減
少するので、モーメントが零となるような迎角が通常存
在する。この迎角はトリム角と呼ばれ、それぞれの機体
において、舵角が定まれば通常一意的に定まる。また迎
角をト豐ム角に普った状態をトリム状態と呼ぶ。第１０
図に示したように、定常旋回時には機体はトリム状態と
なる。この時舵角は。

所管の旋回加速度を発生するために必要なトリム角に対
応したｆ直に設定される。

第１１図及び第１２図は、各々後凡操柁方式の旋回開始
時における状態の例及び定常旋回時における状態の例を
示す概略図であり１図中の記号は。

第９図及び第１０図と同じである。但し、迎角α及び舵
角δは、第１ａ図と同じ向きの場合を正とする。

旋回開始時に時計回りのモーメントを発生させるために
は、前＋１４！操舵方式の場合と異なり、第１２１’Ｗ
Ｋ示したように負の舵角を取り負の揚力を後翼上に発生
させることが必要となる。静的に安定な機体において、
迎角の増加と共にモーメントが減少するのは前翼操舵方
式の場合と同様で、定常／Ｉ？回時には、第雪２図に示
したようにトリム状態となる。この時の舵角も、前翼操
舵方式の場合と異なり負の値となる。

〔発明が解決しようとする課題〕

第ｔｏ１ｇＫ示したように、静的に安定な機体を用いた
前翼操舵方式の場合には、定常旋回時の舵角が正となる
ので、前罎の実効的な迎角は機体の迎角よりも大きくな
る。従ってトリム角として慮り得る値の上限が前翼の失
速特性により押えられ定常旋回時の滑大旋向加速度もそ
のために制約を受ける。

一方、後禰操舵方式では、第１２図に示したように、旋
回開始時に本来得ようとする方向と逆の向きの加速度が
発生し、そのため機体の応答性が悪くなる。

何れの操舵方式においても、第８図に示したように発し
よう開始後にロケットモータの燃焼に伴い重心位置が前
方に移動し１重心位置と機体の着力点までの距離が長（
なる。？：、れにより静安定性が増し９機体の応答性が
悪くなる。

この発明は、かかる課題を解決するためＫなされたもの
で、ロケットモータ燃焼後、生呉を前方に移動させ、２
種類の操舵楓を同時に操舵することで性能向上が図られ
る誘導飛しよう体を提案するものである。

〔課題を解決するための手段〕

この発明に係る。誘導飛しよう体の性能向上を図る手段
とは、ロケットモータ燃焼後に主翼の移動機構により、
主翼を前方に移動させ、主蝋の前方及び後方に各々選り
付けられた操ｌＩｅ翼の各々のアクチュエータに、言つ
の制御装置の制御信号を送ることにより、それらアクチ
ュエータを同時に作動させるものである。

〔作用〕 この発明における誘導飛しよう体は、主翼の前方に前楓
及び主翼の後方に後翼の２種類の操ＩＩｅＸを有し、そ
れらの翼は、１つの制御装置からの制御信号を受けて各
々の翼のアクチュエータが同時に作動することで操舵さ
れる、 主翼が前方に移動されること（より機体の着力点は前方
に移動し、ロケットモータの燃焼にともない長くなって
いた重心と着力点の距離を短（することかでき、静安定
性が減少し９機体応答性が良くなる。

また、１つの制御装置ＮＫより２１’１類の操舵翼が同
時に操舵されることで、前翼操舵方式の応答性の早さ及
び後翼操舵方式の高いトリム角が得られるという双方の
利点が得られ、誘導飛しよう体の性能の向上が図られる
。

〔実施例〕

第１図は、この発明の一実施例を示す概略図である。破
線は、ロケットモータ燃焼前の主翼の位置を示す。

第２図は、この発明による誘導飛しよう体の内部構造を
示す断面図であり、１５）け操舵のための制御装置、　
　（６ａ）　は前翼１２）のアクチュエーター。

（６ｂ）は後翼（４）のアクチュエーター　まりｔｅｌ
　ｈ　制仰装＠　＋５）の制御信号をアクチュエータ（
６ｂ）Ｋ送るケーブル、（９）は主翼の前方移動機構、
　ＩＩはロケットモータである。

＄　３１ｍは、第１図に示される誘導飛しよう体の動作
時の一実権例を示す概略図であシ＋　　”ＣｐＺ　　は
主翼が前方にＳ動したあとの機体の着力点、Δｘ５は主
翼が前方にｆ１４１１したあとの重心位置と着力点との
距離である。破線は、ロケットモータ燃焼前に、主翼の
あった位置を示す。

第４図及び第５図は、４１図に示される誘導飛しよう体
の動作の一例を示す概略図であり、各々主翼が前方Ｋｉ
［＋した後の旋回開始時の機体の例及び定常旋回時の機
体の例である。図において。

（８）は図の面内に設定した座標軸であり、　　（８ａ
）　がＸ軸１　　（８１））　がｙ軸である。矢印δは
操舵翼の舵角を示し、Ｓａ　は前翼、δｂは後翼の舵角
、矢印αは迎角を示す。

各層において、白抜きの矢印は、気流の方向を示す。

上記の様に構成された静的に安定な誘導飛しよう体では
、第２図に示すように９機体の着力点はロケットモータ
ロ・の燃焼によらず一定であるためロケットモータａ・
の燃焼に伴い９重心位置と着力点までの距離は、Δｘ１
からΔｘ２へと長くなる方向に変化する。この機体が、
ロケットモーターの燃焼完了の信号を受ける上第３図に
示すように主翼の前方移動機構（９）が作動し、破線で
表わされる位；遺にあった主翼を前方の実線の位置まで
ＳＯさせる。主翼を前方に移動させることで機体の着力
点は前方のＸＣｐ２　　に＃動じ２重心位ｔＸｍ２との
距離はΔｘ２からΔｘ３へと短かくなる。重心位置と着
力点との距離が短くなることＫより、−旦、ロケットモ
ータ１１・の燃焼に伴い増加していた機体の静安定性が
減少し、これと共に、悪くなっていた機体の応答性が向
上するという効果が得られる。

旋回開始時においては、第４図に示されるように、制御
装置（５）の制御信号により前翼（２）のアクチュエー
ター（Ｓａ）は前翼１２）の前縁を上げる方向に作動し
、後翼（４）のアクチュエーター（６ｂ）は後置イ４）
の前縁を下げる方向（作動する。この時９機体は、前翼
（２）が操舵されたことで機体応答性が良くなり、後翼
操舵方式における逆向きの加速度の発生を防止または減
少させることができ、前翼のみを操舵するものと同様の
効果を有する。

定常ｍｎ時においては、第５図に示されるように、制御
装置ｔｆ５）の制鴫信号釦より前翼（２）のアクチュエ
ーター（６ａ）は前翼（２）の前縁を上げる方向に作動
し、後ｊｍ　＋４）のアクチュエーター（６ｂ）はｆ！
翼（４）の前縁を下げる方向に作動する。この時１機体
の釣合いに必要な時計回りのモーメントは、前翼１２）
及び後翼（４）の両者から得られるため、各々の翼の蛇
角量は、１種類の操舵翼のみを操舵する場合に比べて少
ないものですむ。

前翼（２）の正方向の舵角が小さいものですむこと釦よ
り、翼の失速特性から生ずる迎角への制約が緩和され、
高いトリム角をとることができる。また、後翼の負方向
の舵角も小さいものですむことにより１本来機体が得よ
うとする方向と逆向きの加速度の発生量を少なく抑え、
かつ後翼操舵方式の利点である高いトリム角をとれるこ
とから、より大きな畳大加速度を得られるという効果を
有する。

〔発明の効果〕

この発明は１以上説明した通り、ロケットモータ燃焼後
に主翼を前方釦移動させるとと忙より。

機体の応答性を向上させた上で、前翼及び後翼の２種類
の操柁嘱のアクチュエーターに１つのＩｌ？ｆｌ装電の
制御信号を送り双方の翼を同時に操舵させるととくより
、前翼操舵方式または後翼操舵方式の両方の利点を得る
ことができるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明におけるー’ｊ！楕例である誘導飛し
よう体の概略図、第２図はこの発明による誘導飛しよう
体の内部構造を示す断面図、ｆ４３図はこの発明による
誘導飛しよう体の動作時の一実施例を示す概略図、７４
４図及び第５１匍はこの発明による誘導飛しよう体の動
作の一例を示す概略図。 第６南及び第１図は従来の誘導飛しよう体を示す概略図
、第８図は従来の誘導飛しよう体の内部構造の一部を示
す慨略図、第９図、第１０図、第１１図及び第１２図は
従来の誘導飛しよう体の動作の一例を示す概略図である
う １において、１２）は前職、（３）は主翼、（４）は後
翼。 （５）は制呻装竜、（６）はアクチュエーター、（９）
は移動機構である。 なお、各図中、同一符号は同一または相当部分を示す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 目標に誘導するための誘導部と、機体の姿勢を制御する
   ための制御部とを持ち、ロケットモータにより推力を得
   て飛しようする誘導飛しよう体において、主翼と、この
   主翼の前方に設けた前翼と、上記主翼の後方に設けた後
   翼と、操舵のための制御装置と、この機体の主翼位置を
   前方に移動させるための移動機構と、上記制御装置の制
   御信号を受けて作動する上記前翼のアクチュエータ及び
   上記後翼のアクチュエータとを備えたことを特徴とする
   誘導飛しよう体。