JPH03255900A - ミサイル - Google Patents
ミサイルInfo
- Publication number
- JPH03255900A JPH03255900A JP5438990A JP5438990A JPH03255900A JP H03255900 A JPH03255900 A JP H03255900A JP 5438990 A JP5438990 A JP 5438990A JP 5438990 A JP5438990 A JP 5438990A JP H03255900 A JPH03255900 A JP H03255900A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- missile
- wing
- spring
- fuselage
- center
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- Pending
Links
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 12
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract 6
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 26
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Details Of Aerials (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、後翼操舵ミサイルにおいて、ロケットモー
タ燃焼に伴いミサイルの運動性が減少した場合における
ミサイルの運動性向上に関するものである。
タ燃焼に伴いミサイルの運動性が減少した場合における
ミサイルの運動性向上に関するものである。
第４図は従来の後翼操舵方式のミサイル（１）の構成図
である。このミサイル（１）は、胴体（２）と前記胴体
（２）の周方向に設けられた安定翼（３）と前記胴体（
２）の後端局方向に設けられた操舵翼（４）によって構
成される。従来の後翼操舵方式のミサイルでは、ミサイ
ルの姿勢を制剣するための操舵翼（４）の他にミサイル
の運動性を向上させるために胴体（２）に固定した安定
翼（３）を設けるのが一般的である。また。
である。このミサイル（１）は、胴体（２）と前記胴体
（２）の周方向に設けられた安定翼（３）と前記胴体（
２）の後端局方向に設けられた操舵翼（４）によって構
成される。従来の後翼操舵方式のミサイルでは、ミサイ
ルの姿勢を制剣するための操舵翼（４）の他にミサイル
の運動性を向上させるために胴体（２）に固定した安定
翼（３）を設けるのが一般的である。また。
主Ｎ操舵方式のミサイルに関しては胴体の前半部所定の
位置に展開翼を収納した操舵翼を設けたミサイルが考案
されてい盃。
位置に展開翼を収納した操舵翼を設けたミサイルが考案
されてい盃。
前記従来の後翼操舵方式のミサイルでは、ミサイルの姿
勢を制御するための操舵翼の他にミサイルの運動性を向
上させるための安定翼を胴体に固定して設けていたが、
航空機から発射直後のミサイルはロケットモータ燃焼前
なのでロケットモータ燃焼後に比べるとミサイルの重心
は後方にあり。
勢を制御するための操舵翼の他にミサイルの運動性を向
上させるための安定翼を胴体に固定して設けていたが、
航空機から発射直後のミサイルはロケットモータ燃焼前
なのでロケットモータ燃焼後に比べるとミサイルの重心
は後方にあり。
ロケットモータの燃焼に伴いミサイルの重心が前方に移
動するとミサイルの運動性は減少するが。
動するとミサイルの運動性は減少するが。
発射時のミサイル安定性を確保するために安定翼を小さ
くするとロケットモータ燃焼後の連動性が不足するとい
う課題があった。
くするとロケットモータ燃焼後の連動性が不足するとい
う課題があった。
また、前翼操舵方式のミサイルにおいて操舵翼である前
翼を展開方式にすると、操舵翼の重量増加を招き、操舵
装置が大型化するという課題があった。
翼を展開方式にすると、操舵翼の重量増加を招き、操舵
装置が大型化するという課題があった。
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、航空機より発射直後の安定性要求をみたし、かつ、
ミサイルのロケットモータ燃焼によりミサイルの重心が
前方移動する事に起因してミサイルの運動性が低下した
場合においても、安定翼を展開することによりミサイル
に加わる空気力の代表点をミサイルの重心に近づけ所定
の運動性要求をみたす事ができるミサイルを提供するも
のである。
り、航空機より発射直後の安定性要求をみたし、かつ、
ミサイルのロケットモータ燃焼によりミサイルの重心が
前方移動する事に起因してミサイルの運動性が低下した
場合においても、安定翼を展開することによりミサイル
に加わる空気力の代表点をミサイルの重心に近づけ所定
の運動性要求をみたす事ができるミサイルを提供するも
のである。
この発明に係る後翼操舵方式のミサイルにおいて、ミサ
イルの胴体に安定翼と前記安定翼の回転中心と前記安定
翼を回転させろバネと前記バネを前記胴体に固定する胴
体側バネ固定点と前記バネを前記安定翼に固定する翼側
バネ固定点を設けたものである。
イルの胴体に安定翼と前記安定翼の回転中心と前記安定
翼を回転させろバネと前記バネを前記胴体に固定する胴
体側バネ固定点と前記バネを前記安定翼に固定する翼側
バネ固定点を設けたものである。
この発明においては、ロケットモータの燃焼に伴いミサ
イルの重心が前方に移動してミサイルの運動性が減少し
た際、バネにより発生する回転トルクを用いて胴体内部
に収納した安定翼を展開し安定翼の面積を増加させ、ミ
サイルに加わる空気力の代表点をミサイルの重心に近づ
ける事によりミサイルの運動性を向上する。
イルの重心が前方に移動してミサイルの運動性が減少し
た際、バネにより発生する回転トルクを用いて胴体内部
に収納した安定翼を展開し安定翼の面積を増加させ、ミ
サイルに加わる空気力の代表点をミサイルの重心に近づ
ける事によりミサイルの運動性を向上する。
第１図は、この発明によるミサイルの運動性向上の方法
の一実施例であり、第４図と共通の１１）。
の一実施例であり、第４図と共通の１１）。
（２１、＋３１ 、 （４） 、前記安定翼（３）が展
開途中の状態を示す展開途中の安定翼（５）により構成
されている。
開途中の状態を示す展開途中の安定翼（５）により構成
されている。
第２図は安定翼を胴体内部に収納時の構成図の一実施例
であり、ミサイルの胴体（２）と安定翼（３）と前記胴
体と前記安定翼（３）を固定し前記安定翼（３）を展開
する場合の回転中心となる翼回転中心（９）と前記安定
翼（３）を＠転させろ回転トルクを発生する展開用ばね
（６）と前記展開用バネ（６）を前記胴体（２）に固定
する胴体側バネ固定点（８）と前記バネを前記安定翼に
固定する翼側バネ固定点（７）により構成されている。
であり、ミサイルの胴体（２）と安定翼（３）と前記胴
体と前記安定翼（３）を固定し前記安定翼（３）を展開
する場合の回転中心となる翼回転中心（９）と前記安定
翼（３）を＠転させろ回転トルクを発生する展開用ばね
（６）と前記展開用バネ（６）を前記胴体（２）に固定
する胴体側バネ固定点（８）と前記バネを前記安定翼に
固定する翼側バネ固定点（７）により構成されている。
第３図は安定翼を展開時の構成図の一実施例であり、記
号は全て第２図と共通である。第１図において、ミサイ
ル発射直後胴体（２）内部に収納されていた安定ｉ！
（３）は所定の時期に矢印（イ）の方向に展開を開始し
展開途中の安定翼（５）のような状態を経て、安定翼（
３）の位置で固定される。
号は全て第２図と共通である。第１図において、ミサイ
ル発射直後胴体（２）内部に収納されていた安定ｉ！
（３）は所定の時期に矢印（イ）の方向に展開を開始し
展開途中の安定翼（５）のような状態を経て、安定翼（
３）の位置で固定される。
第２図において、ｊｉ＋３１！よ翼回転中心（９）にお
いて支持され、胴体（２）の内部に収納されており、か
つ翼展開用バネ（６）によりｇ （３１を翼回転中心（
９）回りに回転させる方向にトルクをかけている。
いて支持され、胴体（２）の内部に収納されており、か
つ翼展開用バネ（６）によりｇ （３１を翼回転中心（
９）回りに回転させる方向にトルクをかけている。
第３図において、翼（３）は翼回転中心（９）において
支持され、胴体（２）の外部に固定されている。
支持され、胴体（２）の外部に固定されている。
思上のように、この発明によれば、後ｇ＊舵方式のミサ
イルにおいて航空機より発射直後の安定性要求をみたし
、かつ、ミサイルのロケットモータ燃焼によりミサイル
の重心が前方移動することに起因してミサイルの運動性
が低下した場合においても、安定翼を展開することによ
りミサイルに加わる空気力の代表点をミサイルの重心に
近付は所定の連動性要求をみたすことができる。
イルにおいて航空機より発射直後の安定性要求をみたし
、かつ、ミサイルのロケットモータ燃焼によりミサイル
の重心が前方移動することに起因してミサイルの運動性
が低下した場合においても、安定翼を展開することによ
りミサイルに加わる空気力の代表点をミサイルの重心に
近付は所定の連動性要求をみたすことができる。
第１図１よこの発明によるミサイルの運動性向上の方法
を示す図、第２図は安定翼を胴体内部に収納時の構成を
示す図、第３図は安定翼を展開時の構成を示す図、第４
図は従来のミサイルの構成図であり、（１）はミサイル
、（２）は胴体、（３）は安定翼。 （４）は操舵翼、（５）は展開途中の安定翼、（６）は
展開用バネ、（７）は翼側バネ固定点、（８）は胴体側
バネ固定占 （９）は翼回転中心を示す。 なお。 各図中同一符号は同一。 又は相当部分を 示す。
を示す図、第２図は安定翼を胴体内部に収納時の構成を
示す図、第３図は安定翼を展開時の構成を示す図、第４
図は従来のミサイルの構成図であり、（１）はミサイル
、（２）は胴体、（３）は安定翼。 （４）は操舵翼、（５）は展開途中の安定翼、（６）は
展開用バネ、（７）は翼側バネ固定点、（８）は胴体側
バネ固定占 （９）は翼回転中心を示す。 なお。 各図中同一符号は同一。 又は相当部分を 示す。
Claims (1)
- ロケットモータを用いて推力を得る後翼操舵方式のミサ
イルにおいて、ミサイルの胴体と、前記胴体の後端に設
けられた操舵翼と、前記胴体に設けられた安定翼と、前
記安定翼の回転中心と、前記安定翼を回転させるバネと
、前記バネを前記胴体に固定する胴体側バネ固定点と、
前記バネを前記安定翼に固定する翼側バネ固定点を設け
、前記バネにより発生する回転トルクを用いて所定の時
期に胴体内部に収納した安定翼を展開するように構成し
、ミサイルのロケットモータ燃焼に起因するミサイル重
心の前方移動に伴いミサイルの運動性が低下した時に、
安定翼の面積を増加させて空気力の着力点を前方に移動
させ、ミサイルの重心と空気力の着力点の位置を近付け
、ミサイルの運動性を増加させることを特徴とするミサ
イル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5438990A JPH03255900A (ja) | 1990-03-06 | 1990-03-06 | ミサイル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5438990A JPH03255900A (ja) | 1990-03-06 | 1990-03-06 | ミサイル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03255900A true JPH03255900A (ja) | 1991-11-14 |
Family
ID=12969334
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5438990A Pending JPH03255900A (ja) | 1990-03-06 | 1990-03-06 | ミサイル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03255900A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106741850A (zh) * | 2016-11-17 | 2017-05-31 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面 |
-
1990
- 1990-03-06 JP JP5438990A patent/JPH03255900A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106741850A (zh) * | 2016-11-17 | 2017-05-31 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面 |
| CN106741850B (zh) * | 2016-11-17 | 2019-01-15 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种适用于高速飞行器的可变形侧向安定面 |
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