JPH02219997A - 誘導飛しよう体の操舵装置 - Google Patents
誘導飛しよう体の操舵装置Info
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- JPH02219997A JPH02219997A JP4222189A JP4222189A JPH02219997A JP H02219997 A JPH02219997 A JP H02219997A JP 4222189 A JP4222189 A JP 4222189A JP 4222189 A JP4222189 A JP 4222189A JP H02219997 A JPH02219997 A JP H02219997A
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- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
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- 241000208140 Acer Species 0.000 description 1
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Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
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、主翼操舵方式で誘導される誘導飛しよう体
の操舵装置の改良に関するものである。
の操舵装置の改良に関するものである。
第７図は、従来の主″Ｊ４操舵方式で誘導される誘導飛
しよう体の概略図であり、 ｆｌｌｌｄ胴体、（２１は
後翼、（３）は主義、［Ａ）は空気の流れ、（２）は重
心、 （Ｆ、）は後楓に加わる垂直力、 （Ｆ２）
は主翼に加わる垂直力である。
しよう体の概略図であり、 ｆｌｌｌｄ胴体、（２１は
後翼、（３）は主義、［Ａ）は空気の流れ、（２）は重
心、 （Ｆ、）は後楓に加わる垂直力、 （Ｆ２）
は主翼に加わる垂直力である。
従来の主翼操舵で誘導される誘導飛しよう体は上記の様
に構成され。誘導飛しよう時には１重心（３）まわシの
後真に加わる垂直力（Ｆ、）によるモーメント及び主翼
に加わる垂直力（Ｆ２）によるモーメントが釣υ合うこ
とによシ、弛しよう体は一定の釣シ合い迎え角を保ちな
がら弛しようする。
に構成され。誘導飛しよう時には１重心（３）まわシの
後真に加わる垂直力（Ｆ、）によるモーメント及び主翼
に加わる垂直力（Ｆ２）によるモーメントが釣υ合うこ
とによシ、弛しよう体は一定の釣シ合い迎え角を保ちな
がら弛しようする。
その際、誘導に必要な迎え角を変化させるためには、主
ｘ（３１の舵角を変化させることによ！７．主りに加わ
る垂直力（Ｆ２）を変化させ。重心間１わリの主翼に加
わる垂直力（Ｆ２）によるモーメントを変化させる方法
を用いていた。
ｘ（３１の舵角を変化させることによ！７．主りに加わ
る垂直力（Ｆ２）を変化させ。重心間１わリの主翼に加
わる垂直力（Ｆ２）によるモーメントを変化させる方法
を用いていた。
上記の様な従来の主翼操舵で誘導される誘導飛しよう体
の操舵装置では、主翼（３）の舵角及び機体の迎え角が
主＾（３）の失速角以内に限定されること。
の操舵装置では、主翼（３）の舵角及び機体の迎え角が
主＾（３）の失速角以内に限定されること。
主義（３１が舵角をとることにょ９強い後流渦が生じ。
そのために主ｋ（３）と後翼（２１の間に強い空力的干
渉が生じること等の問題点があった。
渉が生じること等の問題点があった。
この発明は、かかる問題点を改善するためになされたも
ので、主義操舵で誘導される誘導飛しょう体において０
機体の迎え角が主義（３）の失速角によって限定されず
、かつ主義＋３１と後翼（２１の間に強い空力的干渉が
生じないよつな操舵装置ｉ１を得ることを目的とする。
ので、主義操舵で誘導される誘導飛しょう体において０
機体の迎え角が主義（３）の失速角によって限定されず
、かつ主義＋３１と後翼（２１の間に強い空力的干渉が
生じないよつな操舵装置ｉ１を得ることを目的とする。
〔昧題を解決するための手段〕
この発明に係る操舵装置は、従来の舵角を変角させる主
義に換えて、 ／ｌｌｌ１１体内に設けられたガスサー
ボ式前後駆動装置によって機軸方向にスライドする主義
と、舵角変角可能で機首部に位置する小１１４を設けた
ものである。
義に換えて、 ／ｌｌｌ１１体内に設けられたガスサー
ボ式前後駆動装置によって機軸方向にスライドする主義
と、舵角変角可能で機首部に位置する小１１４を設けた
ものである。
この発明に訃いては、誘導飛しよう前には機体重心と主
翼を一致させ、小翼の舵角を無い状態にしておき、誘導
飛しよう開始時には、まず小翼の舵角全敗ることによっ
て機体の姿勢を変え、その後は、主翼を機軸方向に必要
′Ｊｌｉｔ友はスライドさせることによって２機体の迎
え角を変化させながら誘導飛しようを行なう。
翼を一致させ、小翼の舵角を無い状態にしておき、誘導
飛しよう開始時には、まず小翼の舵角全敗ることによっ
て機体の姿勢を変え、その後は、主翼を機軸方向に必要
′Ｊｌｉｔ友はスライドさせることによって２機体の迎
え角を変化させながら誘導飛しようを行なう。
第１図は、この発明の一実施例を示す図であり。
（り〜ｆ３１は上記従来装置と全く同一のものである。
（４）は舵角変角可能で機首部に位置する小翼。（５）
は主義（３）全機軸方向にスライドさせるためのガスサ
ーボ式前後駆動装置。ｔｅｌ ｆｉ線誘導必要な制御指
令信号を発生するための制御指令装置、（７）は主義（
３１に連結されガスサーボ式前後駆動装置（５）によっ
て前後に勧ぐ主義前後駆動軸、（８）は小！に４ｆ４１
に連結された小翼駆動軸、（９）は小翼駆動軸（８１を
口伝させ小翼（４１に舵角をとらせるための小に駆動装
置、 ！１１は胴体＋１１に設けられ、主翼（３１及び
主に＠抜駆動軸（７）が前後にスライドするための主翼
前後ガイドレールである。
は主義（３）全機軸方向にスライドさせるためのガスサ
ーボ式前後駆動装置。ｔｅｌ ｆｉ線誘導必要な制御指
令信号を発生するための制御指令装置、（７）は主義（
３１に連結されガスサーボ式前後駆動装置（５）によっ
て前後に勧ぐ主義前後駆動軸、（８）は小！に４ｆ４１
に連結された小翼駆動軸、（９）は小翼駆動軸（８１を
口伝させ小翼（４１に舵角をとらせるための小に駆動装
置、 ！１１は胴体＋１１に設けられ、主翼（３１及び
主に＠抜駆動軸（７）が前後にスライドするための主翼
前後ガイドレールである。
上記の様に構成され九操舵装置例を第２図、第３図に示
す、第２図は酵導開始前のこの発明の動作例であり。主
翼（３）は、主翼前後ガイドレールα・の後鴻近ぐに位
置して機体重心に一致しており。
す、第２図は酵導開始前のこの発明の動作例であり。主
翼（３）は、主翼前後ガイドレールα・の後鴻近ぐに位
置して機体重心に一致しており。
小Ｘ Ｆ４１は舵角のない状態になっている。
第３図は、誘導開始後のこの発明の動作例であ）、小翼
（４）は小義駆動装置（９）によって舵角をとった状態
にあり、制御指令装！！ ＋６１によって発生する必要
な制御指令信号によ汎 ガスサーボ式前後駆動＠ Ｗｔ
ｆ５１によって主義前後駆動軸（７）を介し、主義（３
１が必畳債だけ前後にＳ動する。第３図は、主＾（３）
が最前方に米た場合を示す。
（４）は小義駆動装置（９）によって舵角をとった状態
にあり、制御指令装！！ ＋６１によって発生する必要
な制御指令信号によ汎 ガスサーボ式前後駆動＠ Ｗｔ
ｆ５１によって主義前後駆動軸（７）を介し、主義（３
１が必畳債だけ前後にＳ動する。第３図は、主＾（３）
が最前方に米た場合を示す。
第４図から第６図にかけて、この実施例における動作原
理を示す１図において（Ｆ３）は小翼に加わる垂直力で
ある。
理を示す１図において（Ｆ３）は小翼に加わる垂直力で
ある。
第４図は、誘導飛しよう前の状態であシ１機体重心■と
前諷（３）の位ｒ１１は一致しておυ、小諷（４１は舵
角のない状態で飛しょうしている。
前諷（３）の位ｒ１１は一致しておυ、小諷（４１は舵
角のない状態で飛しょうしている。
第５図は、誘導飛しよう開始時の状態を示しておシ、小
萬（４）に舵角を取らせることにより、小翼（４）に垂
直力（Ｆ３）が発生して重心まわυに頭上げモーメント
が生じ機体の迎え角が変わる。それに伴って後翼に垂直
力（Ｆｌ）、 主翼に垂直力（Ｆ２）が生じる。第６
図は、誘導飛しよう時の状態を示しており、主義（３）
を必要量だけ前後にスライドさせることにより、主翼に
加わる垂直力（Ｆ２）によって重心（ＸＩまわシに生じ
るモーメントの童を変えることＫよ９０機体の釣９合い
迎え角を変化させながら弛翔する。
萬（４）に舵角を取らせることにより、小翼（４）に垂
直力（Ｆ３）が発生して重心まわυに頭上げモーメント
が生じ機体の迎え角が変わる。それに伴って後翼に垂直
力（Ｆｌ）、 主翼に垂直力（Ｆ２）が生じる。第６
図は、誘導飛しよう時の状態を示しており、主義（３）
を必要量だけ前後にスライドさせることにより、主翼に
加わる垂直力（Ｆ２）によって重心（ＸＩまわシに生じ
るモーメントの童を変えることＫよ９０機体の釣９合い
迎え角を変化させながら弛翔する。
この発明は以上貌明した通シ、従来の舵角を変角させな
がら飛しようする主翼のかわりに０前後にスライドしな
がら飛しようする主Ｘを使用した操舵装置を用いること
により０機体の迎え角が主義の失速角によって限定され
ずに広い範囲がとれ。
がら飛しようする主翼のかわりに０前後にスライドしな
がら飛しようする主Ｘを使用した操舵装置を用いること
により０機体の迎え角が主義の失速角によって限定され
ずに広い範囲がとれ。
かつ主翼と後翼に強い空力的干渉が生じることなしに操
舵ができるという効果がある。
舵ができるという効果がある。
第１図はこの発明の一実施例を示す図、第２図。
第３因はこの発明の一実施例の動作図、第４図。
第５図、第６図はこの発明の実施例にシける１作原理の
説明図、第７図は、従来の操舵装置の概略図である。 図において、（１）は胴体、（２）は後翼、（３１は主
翼。 （４）は小翼、（５）はガスサーボ式前後駆動装置、（
６）は制御指令装置、（７）は主翼前後駆動軸、（８）
は小異駆動軸、（９）は小翼駆動装置、ａＯは主属前後
ガイドレール、（Ａ）は空気の流れ、■は重心、 （
Ｆ、）は後翼に加わる垂直力、 （Ｆ２）は主翼に加
わる垂直力。 （Ｆ３）は小翼に加わる垂直力である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
説明図、第７図は、従来の操舵装置の概略図である。 図において、（１）は胴体、（２）は後翼、（３１は主
翼。 （４）は小翼、（５）はガスサーボ式前後駆動装置、（
６）は制御指令装置、（７）は主翼前後駆動軸、（８）
は小異駆動軸、（９）は小翼駆動装置、ａＯは主属前後
ガイドレール、（Ａ）は空気の流れ、■は重心、 （
Ｆ、）は後翼に加わる垂直力、 （Ｆ２）は主翼に加
わる垂直力。 （Ｆ３）は小翼に加わる垂直力である。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 胴体及び前記胴体に固定された後翼と、誘導飛しよう体
の運動の方向を変えるための主翼から構成された、主翼
操舵方式で誘導される誘導飛しよう体の操舵装置におい
て、機軸方向にスライドする主翼と、舵角変角可能で機
首部に位置する小翼と、前記主翼を機軸方向にスライド
させるためのガスサーボ式前後駆動装置と、誘導に必要
な制御指令信号を発生するための制御指令装置と、前記
主翼に連結され、前記ガスサーボ式前後駆動装置によつ
て前後に動く主翼前後駆動軸と、前記小翼に連結された
小翼駆動軸と、前記小翼駆動軸を回転させ、前記小翼に
舵角をとらせるための小翼駆動装置と、前記一体に設け
られ、前記主翼及び前記主翼前後駆動軸が前後にスライ
ドするための主翼前後ガイドレールを備えたことを特徴
とする、主翼操舵方式で誘導される誘導飛しよう体の操
舵装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4222189A JPH02219997A (ja) | 1989-02-22 | 1989-02-22 | 誘導飛しよう体の操舵装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4222189A JPH02219997A (ja) | 1989-02-22 | 1989-02-22 | 誘導飛しよう体の操舵装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02219997A true JPH02219997A (ja) | 1990-09-03 |
Family
ID=12629984
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4222189A Pending JPH02219997A (ja) | 1989-02-22 | 1989-02-22 | 誘導飛しよう体の操舵装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02219997A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2017206238A (ja) * | 2016-04-01 | 2017-11-24 | ロッキード マーティン コーポレイションＬｏｃｋｈｅｅｄ Ｍａｒｔｉｎ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | 航空機翼移動装置 |
| CN108688791A (zh) * | 2017-03-30 | 2018-10-23 | 英西图公司 | 用于重量和平衡管理的可移动机翼 |
-
1989
- 1989-02-22 JP JP4222189A patent/JPH02219997A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2017206238A (ja) * | 2016-04-01 | 2017-11-24 | ロッキード マーティン コーポレイションＬｏｃｋｈｅｅｄ Ｍａｒｔｉｎ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | 航空機翼移動装置 |
| CN108688791A (zh) * | 2017-03-30 | 2018-10-23 | 英西图公司 | 用于重量和平衡管理的可移动机翼 |
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