JPH03148598A - 誘導飛しょう体 - 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、更に詳しく（
よ、前翼、主翼及び後翼をロケットモータ燃焼後に前方
に移動させ、１つの制御装置の制御信号を前翼及び後翼
各々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３導層しょう体の機体の例を
示す概略図であり、図において、（ｌ］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Ｎ操舵方式の機体の例、第７図（よ後翼操舵
方式の機体の例である。第８図：よ従来の３導層しょう
体の内部構造を示す概略図であり。

ａ〔はロケットモータ、ｘ、１はロケットモータ燃焼前
の機体の重心−，Ｘ、ｔはロケットモータ燃焼後に機体
の重心位置ｓ　Ｘ　ＯＰ□は機体上の着力点である。

第９図ζよ後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。図中、矢印δは
操舵翼の舵角量、矢印ａζよ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ｘ、ｉであるが、機体の飛しょう開始
後、ロケットモータが燃焼されるにつれて、機体後方部
の重量が軽くなり、重心位置は前方のｘ、ｔにまで移動
する。

これにより、重心位置から機体の着力点までの距離はΔ
χ、からΔｘ２に変化する。即ち、ロケットモータが燃
焼する乙とで機体の重心が前方に移動し、重心位置と着
力点の距離が長くなり、機体の静安定性は大きくなる。

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９前翼に揚力を発
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、機体をその向きに＠転させろ。迎角
の増加とともに主翼及び胴体からも揚力が発生し、同時
に時計回りのモーメントの値も変化する。靜的に安定な
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。

また迎角をトリム角に保った状態をトリム状聾と呼び、
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、舵角は所要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値に設定される。

第１１図及び第１２図は、各々後翼操舵方式の旋回開示
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、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１０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
には前翼操舵方式の場合と異なり、第１２図に示したよ
うに負の舵角を取り負の揚力を後翼上に発生させる乙と
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、定常旋回時には第１２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１０図；こ示したように、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、前翼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取秒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最大旋回加速度もそ
のために制約を受ける。

一方、ｌ！！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図に示したように飛し
ょ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、重心位置と機体の着力点までの距離が長く
なる。これにより静安定性が増し、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になされたもの
で、ロケツトモータ燃焼後、前翼、主翼及び後翼を前方
に移動させ、２種票の操舵翼を同時に操舵することで性
能向上が図られる誘導層しょ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ょ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前翼の移動４機構、主翼の
移動機構及び後真の移動機構により。

各々前翼、主翼及び後翼を前方に移動させ、主翼の前方
及び後方に各々取り付けられた操舵翼の各々のアクチュ
エータに、１つの制御装置の制御信号を送る乙とにより
、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〕

乙の発明における誘導層しよう体は、主翼の前方に前翼
及び主翼の後方に後方の２種票の操舵翼を有し、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。

前翼、主翼及び後翼が前方に移動されることにより機体
の着力点は前方に移動し、ロケットモータの燃焼に伴い
長くなっていた重心と着力点の距離を短くすることがで
き、静安定性が減少し、機体応答性が良くなる。

また。１つの制御装置により２種票の操舵翼が同時に操
舵されることで、前Ｎ操舵方式の応答性の早さ及び後″
ｊＸ操舵方式の高いトリ入角が得られろという双方の利
点が得られ、誘導飛しよう体の性能の向上が図られろ。

〔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前翼、主翼及び後真の位置を
示す。

第２図はこの発明による誘導飛しょう体の内部構造を示
す断面図であり、（５）ｚ；ｆ操舵のための制御装置、
　（６ａ）は前翼（２）のアクチュエータ、　（６ｂ）
ば後翼（４）のアクチュエータ、また（７）は制御装置
（５）の制御信号をアクチュエータ（６ｂ）に送るケー
ブル、　（９ａ）は前翼の前方移動機構、　（９ｂ）Ｉ
よ主翼の前方移動機構、　（９ｅ）は後真の前方移ｒｔ
ｈｍ構、αｌはロケットモータである。

第３図は第１図に示される誘導飛しょう体の動作時の内
部構造を示す断面図であｌ）　、ｘ、、、は前翼。

主翼及び後翼が前方に移動したあとの機体の着力点、Δ
ｘ３は前翼、主翼及び後翼が前方に移動したあとの重心
位置と着力点との距離である。破線はロケットモータ燃
焼前に前翼、主翼及び後真のあった位置を示す。

第４図及び第５図ζよ、！！１図に示される誘導飛しょ
う体の動作の一例を示す概略図であり、各々前翼、主翼
及び後翼が前方に移動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）Ｉよ図の面内に設定した座標軸であ
り、　（８ａ）がＸ軸、　（８ｂ）がｙ軸である。矢印
δは操舵翼の舵角を示し、δａは前翼、δｂは後翼の舵
角。

矢印αは迎角を示す。

各図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ょう体では
、第２図に示すように、一機体の着力点はロケットモー
タａ〔の燃焼によらず一定であるためロケットモータａ
αの燃焼に伴い、重心位置と着力点までの距離は、Δχ
、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Ｑ〔の燃焼完了の信号を受けると第３図
に示すように、前翼の前方移動機構（９ａ）、主翼の前
方移動機構（９ｂ）及び後翼の前方移動機構（９ｃ）が
作動し、破線で表わされる位置にあった前翼、主翼及び
後翼を前方の実線の位置まで移動させる。前翼、主翼及
び後翼を前方に移動させる乙とで機体の着力点は前方の
Ｘ　ａ、、に移動し、重心位置Ｘ□との距離はΔｘ３か
らΔｘ３へと短くなる。重心位置と着力点との距離が短
くなることにより、一旦、ロケットモータ欄の燃焼に伴
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、ａ御
装置（口の制御信号にまり前翼（２］のアクチュエータ
（６ａ）は前翼（２）の前縁を上げる方向に作動し、後
翼１４）のアクチュエータ（６ｂ）は後！！（４の前縁
を下げる方向に作動する。この時、機体は前！（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【よ減少させ
る乙とができ、前翼のみを操舵するものと同様の効果を
有する。

定常旋回時においては、第５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（６ａ）は前Ｎ（２）の前縁を上げる方向に作動し、
後１Ｋ　（４１のアクチュエータ（６ｂ）は後翼（４］
の前縁を下げる方向に作動する。この時、機体の釣合い
に必要な時計回りのモーメントは、前翼（２）及び後翼
（４）の両者から得られるため、各々の翼の舵角景ば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Ｎ（２）の正方向の舵角が小さいものですむことによ
り、３［の失速特性から生ずる迎角への制約が緩和され
高いトリ入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、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入
角をとれることから、より大きな最大加速度を得られる
という効果を有する。

〔発明の効果〕

この発明は以上説明した通り、ロケットモータ燃焼後に
前翼、主翼及び後翼を前方に移動させることにより、機
体の応答性を向上させた上で、ｖＪ翼及び後真の２種類
の操舵翼のアクチュエータに１つの制御装置の制御信号
を送り、双方の翼を同時に操舵させることによ秒、前翼
操舵方式または後翼操舵方式の両方の利点を得ろことが
できるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

１１１図はこの発明における−実ｍ例である誘導飛しょ
う体の概略図、第２図はこの発明による誘導飛しょう体
の内部構造を示す断面図、第３図はこの発明による誘導
飛しょう体の動作時の内部構造を示す断面図、第４図及
び第５図はこの発明による誘導飛しょう体の動作の一例
を示す概略図。 第６図及び第７図は従来の誘導飛しょう体を示す概略図
、第８図は従来の誘導飛しょう体の内部構造の一部を示
す概略図、第９図、第１Ｏ図、第１１図及び第１２図は
従来の誘導飛しょう体の動作の一例を示す概略図である
。 図ニオイｒ　、　（２ＬＩ；ｆ前翼、　（３１ハ主翼、
　（４）Ｉ！ｖｋ′Ｒ。 １５）は制御装置、【６）はアクチュエータ、（９）は
移ｍｂ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
   て飛しょうする誘導飛しょう体において、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、この機体の前翼位置を
   前方に移動させるための移動機構と、上記機体の主翼位
   置を前方に移動させるための移動機構と、上記機体の後
   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
   ータと、上記主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ょう体
   。