JPH04166497A

JPH04166497A - 飛昇体

Info

Publication number: JPH04166497A
Application number: JP28859190A
Authority: JP
Inventors: Kumiko Ookawa; 大川　くみ子; Hideki Nomoto; 野本　秀喜
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1990-10-29
Filing date: 1990-10-29
Publication date: 1992-06-12

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〕本発明は飛昇体に関するものである。

〔従来の技術〕

第２１図は従来の飛昇体の側面図である。図において、
１はミサイルであり、図示されているもの全体を指して
いる。２は同ミサイルの胴体、３は同ミサイルの前翼、
４は同後翼、１８は前翼３の回転軸として機能するシャ
フトである。

上記構成を有する飛昇体において、前翼３および後翼４
は胴体２に対してその前後方向取付位置が固定されてい
る。ただし、各翼は、その取付シャフト１８の軸回りに
回転して、気流に対する角度すなわち迎角が変えられる
様になっている。

第２２図は上記飛昇体の前翼が迎角を有する場合に作用
する力やモーメントを示す図である。図において、αは
迎角、Ｇはミサイルの重心、Ｌは前翼に作用する揚力、
２は重心Ｇと揚力の作用点との間の距離、すなわちアー
ム、Ｍは揚力りが重心０回りに加えるモーメントである
。

翼の迎角αは翼に対して気流に垂直方向の空力荷重すな
わち揚力りを発生させる。この揚力により、飛昇体が空
中を飛行可能となり、また、揚力の変化に伴い、飛昇体
の飛行経路が変わる。

一方、翼の揚力りは飛昇体の重心０回りの空力モーメン
トＭを発生させる。すなわち、揚力りとアームｌの積が
空力モーメンｌ−Ｍとなり、これにより、飛昇体は重心
０回りに回転する。飛昇体の回転により、飛昇体の気流
に対する姿勢が変化し、飛昇体全体に働く空気力が変化
する。（翼に対する迎角が変化し、それによって揚力が
変化する場合も含まれる。）このように、飛昇体は翼の気流に対する角度を変えて、
飛昇体全体の揚力や空力モーメントを変え、指定された
飛行経路及び飛行姿勢を保つ様に制御される。

〔発明が解決しようとする課題〕

従来の技術においては翼の前後方向取付位置が固定され
ていたため、揚力と空力モーメントは同時に変化し、片
方のみ発生させる事ができなかった。これは翼位置と重
心位置の距離すなわちアームが固定されていたため、揚
力とアームの積である空力モーメントが揚力と一意的に
関係し、片方のみを自由に制御する事ができないためで
ある。

本発明はこのアームに自由度を付加して揚力と空力モー
メントを互いに独立に制御できるようにしようとするも
のである。

さらに上記の改良を行うため、翼取付位置を変化させよ
うとすると、胴体にスリット状切り欠きを作らなければ
ならない。すると、この切り欠き部を通して外気流が胴
体内に侵入し搭載機器に悪影響を及ぼす。すなわち、高
速の外気流が機器に当り、機器に空力荷重が加わったり
、配線類が振動したりする。また、機器回りの温度環境
も変化する。

本発明においては、前記改良に伴って設けられるこの切
り欠き部の空気流をせき止める手段も併せて提示して、
搭載機器類を保護するようにし、前記翼取付位置変更の
発明を実用可能にしようとするものである。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は前記課題を解決したものであって、胴体内から
その側部外方に伸延しその外端に翼が取付けられている
シャフトを有し、同シャフトを回転させて翼の迎角を変
える飛昇体において、胴体側部に前後方向に伸びるスリ
ット状切り欠き部を設け、同切り欠き部に前記シャフト
を貫通させ、同シャフトを前後方向に移動させる手段を
設け、かつ、同シャフトの回転を妨げることなく同シャ
フトと共に前後方向へ移動して前記切り欠き部を寒くシ
ール板を設けたことを特徴とする飛昇体に関するもので
ある。

〔作用〕

本発明においては、翼の取付位置を前後方向に自由に設
定できることにより、翼と重心位置の距離（アーム）に
対する自由度が生じるので、その結果、揚力と空力モー
メントを独立に制御できるようになる。

また、翼取付位置を可変にしたことに伴う切り欠き部の
シールとして、シャフト貫通部にシール板を前後移動可
能に取付け、外気流が胴体内部に侵入することを防ぎ、
機器を保護する。シール板は前後移動するので、翼がど
んな位置にきてもシールができる。

〔実施例〕

第１図は本発明の第１実施例の側面図である。

図において、１はミサイル、２は胴体、３は前翼、４は
後翼、５は胴体２に設けられたスリット状切り欠き部、
１日は同切り欠き部を貫通している前翼３のシャフト、
Ｇは重心、！はアームである。

本実施例は、胴体に対する前翼の取付位置を変更可能に
した例である。胴体には切り欠き部５が設けられていて
、この切り欠き部を前翼を支持するシャフト１８が貫通
している。このシャフトは胴体内部で保持され、胴体の
機軸方向に移動が可能となっている。

第２図は上記実施例において、シャフト１８が切り欠き
部を前方へ移動させられた状態を示す側面図である。こ
れによって前翼３が前進し、アームｌが第１図の場合よ
り太き（なっている。これによって重心Ｇのまわりの空
力モーメントＭが増加し、ミサイルの姿勢を変化させる
ことができる。

また逆に、前翼の迎角を減少させることによって、上記
のアームが増えた量に対応する量だけ前翼に作用する揚
力を減少させれば、空力モーメントを変化させずに揚力
を減らすことができ、飛行経路を変える事ができる。

第３図は前翼付近の胴体の部分断面図である。

図において、１９はアクチュエータ、２０は動力源であ
る。第４図はシャフト１８とアクチュエータ１９の先端
部の拡大断面図である。第３図において、前翼のシャフ
ト１８は胴体両側の切り欠き部を貫通している。このシ
ャフト１８に伸縮可能なアクチュエータ１９が接続され
ている。その際、アクチュエータの先端部には第４図に
示すように、シャフト１８が回転可能となるように、余
裕のある穴を明けてあり、その中にシャフトが貫通させ
である。アクチュエータは動力源２０により伸縮する。

動力源は、飛昇体の主構造要素または胴体に装着・固定
されている。シャフト１８は、それ専用の保持機構（飛
昇体内部に長手方向に長大を明けてこの穴の中をシャフ
トが滑って前後移動する）を設けるか、簡単のために胴
体２に明けられた切り欠き部５を利用してこの長大に沿
って滑らせる。

なお、第３図、第４図には、上下翼または左右翼のシャ
フトがつながっている場合を示しているが、各々の翼に
それぞれシャフトが設けられ、各翼が独立に制御される
場合も同様である。

第５図は胴体の、前記切り欠き部が設けられている部分
の拡大側面図、第６図は第５図のＡ−Ａ断面図である。

これらの図において、１２は胴体に設けられた溝、１１
は同溝内に嵌装され、前後方向に摺動することのできる
シール用平板、１３は同平板に設けられた円形の穴に回
転可能に嵌装されている円板である。同円板はシャフト
１８に取付けられ、シャフトと共に回転するものである
。

上述の第５図、第６図に示す部分は、切り欠きによる外
気流が胴体内に侵入してくるのを防ぐ手段である。図に
示すように、シール機構は、シール用平板１１、胴体２
に掘られた溝１２、そしてシール用平板の中央に位置す
るシャフト６と一体となっている円板１３から構成され
る。切り欠き部はシール用平板によりふさがれ、この平
板が胴体内の溝に沿って移動する。円板は前翼がシャフ
ト回りに回転（迎角をとる）したときの自由度を与える
ためのものである。なお第７図は第５図のＢ−Ｂ断面図
、第８図は第５図のＣ−Ｃ断面図、第９図は第５図のＤ
−Ｄ断面図である。

第１０図は胴体の溝１２の付近の斜視図、第１１図は溝
端部の側面図、第１２図は第１１図のＥ−Ｅ断面図であ
る。図において、１４は溝１２の前端と後端に位置し、
間溝に連るポケットである。これは、この部分において
、シール用平板が入ったり出たりするという特徴をあら
れすように名付けられたものである。溝１２は切り欠き
部に沿ってその両側（図では上下）に設けられており、
シール用平板がこの中を摺動する。

第１３図は円板１３とシール用平板１１の結合状態を示
す側面図、第１４図は第１３図のＦ−Ｆ断面図、第１５
図は第１３図のＧ−Ｃ断面図である。シール用平板には
円状の穴が明けられるが、第１４図、第１５図に示す様
に段１５がついていて、その段と適合する様に円板にも
段がつけられている。この形状にすることにより、外気
流が胴体の内部に侵入することが防がれる。段の数は多
い程シール効果は向上するが、製作費も増加するので、
段数は全体のシステムを考えに入れて決定される。

第１６図は本発明の第２実施例に適用されるシール用平
板部分の側面図、第１７図は第１６図のＸ−Ｘ断面図、
第１８図は第１６図のＹ−Ｙ断面図である。

本実施例は、前述のシール用平板を２分割したものであ
る。第１６図に示す様に前後に分割されたシール用平板
ｌＩＡが円板１３Ａと分離しない様に、シール用平板に
突起１６が設けられ、円板にはそれに対応する突起用溝
１７が設けられ、係合される。

第１９図は上記実施例のシール用平板１１Ａの斜視図、
第２０図は円板１３Ａの斜視図である。

円板１３Ａはその軸回りに回転するので、突起用溝は全
周にわたって設けられている。第２０図の円板は上下逆
にして第１９図の突起上に乗せられ係合される。翼のシ
ャフトが移動するときには突起１６が突起用溝１７に入
ったまま、円板１３Ａは両方のシール用平板１１Ａと共
に移動する。シール用平板が胴体２に掘られた溝１２の
中を移動することは第１実施例と同じである。またその
他の部分も第１実施例と同じである。

以上詳述したように、上記各実施例においては、翼の取
付位置を前後方向に任意に設定できるので、翼と重心と
の距離を自由に設定でき、揚力と空力モーメントを独立
に変更することができる。その結果、揚力を一定にした
まま空力モーメントを変えることもできるし、逆に空力
モーメントを一定のまま揚力を変化させることもできる
。この様に制御の自由度が増すため、飛昇体の誘導・制
御のシステム構成が自由となり、性能が向上する。

また、翼取付部の位置が変化しても翼取付部のシールを
行うので、搭載機器を環境の変化から保護することがで
きる。逆に本シール機構を適用することにより前述の翼
取付は位置変化機構が実用可能になるといえる。

〔発明の効果〕

本発明の飛昇体においては、胴体側部に前後方向に伸び
るスリット状切り欠き部を設け、同切り欠き部に翼のシ
ャフトを貫通させ、同シャフトを前後方向に移動させる
手段を設けであるので、揚力と空力モーメントとを互に
独立に制御でき、飛昇体の誘導・制御のシステム構成が
自由となり、飛昇体の性能を向上させることができる。

なお、切り欠き部はシャフトと共に前後移動するシール
板によって塞がれているので、搭載機器は環境の変化か
ら保護される。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例の側面図、第２図は上記実
施例の翼移動時の側面図、第３図は上記実施例の前翼付
近の胴体の部分断面図、第４図は上記実施例のアクチュ
エータ先端部の拡大断面図、第５図は上記実施例の胴体
の切り欠き部付近の拡大側面図、第６図は第５図のＡ−
Ａ断面図、第７図は第５図のＢ−Ｂ断面図、第８図は第
５図のＣ−Ｃ断面図、第９図は第５図のＤ−Ｄ断面図、
第１０図は上記実施例の胴体の溝付近の斜視図、第１１
図は上記実施例の溝端部の側面図、第１２図は第１１図
のＥ−Ｅ断面図、第１３図は上記実施例における円板と
シール用平板の結合状態を示す側面図、第１４図は第１
３図のＦ−Ｆ断面図、第１５図は第１３図のＧ−Ｃ断面
図、第１６図は本発明の第２実施例に通用されるシール
用平板部分の側面図、第１７図は第１６図のＸ−Ｘ断面
図、第１８図は第１６図のＹ−Ｙ断面図、第１９図は上
記実施例のシール用平板の斜視図、第２０図は上記実施
例の円板の斜視図、第２１図は従来の飛昇体の側面図、
第２２図は同飛昇体に作用する力とモーメントの説明図
である。１・・・ミサイル、　２・・・胴体、　３・・・前翼、
４・・・後翼、　５・・・切り欠き部、１１、ＩＩＡ・
・・シール用平板、　　１２・・・溝、１３．１３Ａ・
・・円板、　　１４・・・ポケット、１５・・・段、　
　１６・−・突起、　　１７・・・突起用溝、１８・・
・シャフト、　　１９・・・アクチュエータ、２０・・
・動力源、　α・・・迎角、　Ｇ・・・重心、Ｌ・・・
揚力、　ｌ・・・アーム、Ｍ・・・空力モーメント、　Ｓ・・・気流。死２図薊３区月４国痢５ＦＡ、１３６閃＄Ｊ”７閃用８ｚ尾ｆＯ閃毛月図　　　　　　　　　！５１２閃綿１３国「♂ 把１４区　１５５拍１５図１ｓＩ６閃８１１区１ＰＪＩ６閃用１９囚躬２１図躬２２囚

Claims

【特許請求の範囲】

胴体内からその側部外方に伸延しその外端に翼が取付け
られているシャフトを有し、同シャフトを回転させて翼
の迎角を変える飛昇体において、胴体側部に前後方向に
伸びるスリット状切り欠き部を設け、同切り欠き部に前
記シャフトを貫通させ、同シャフトを前後方向に移動さ
せる手段を設け、かつ、同シャフトの回転を妨げること
なく同シャフトと共に前後方向へ移動して前記切り欠き
部を塞ぐシール板を設けたことを特徴とする飛昇体。