JPH04297798A - 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】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、航空機から発射され
、比較的低い速度で飛しょうする巡航型の誘導飛しょう
体の運動性能及び空力性能の改良に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に飛しょう体は運動性能と空力安定
性能を有するために、その前半部の所定位置に安定翼を
、また後半部の所定位置に操舵翼を有している。そして
前記操舵翼を機体に内蔵した操舵装置によって操舵する
ことにより運動性能を、また前記安定翼によって空力的
に安定した飛行性能を得ている。

【０００３】従来の飛しょう体の一例を図５に示す。図
５において、１は誘導飛しょう体の機体、２は操舵翼、
３は安定翼、４は検知器、５は検知器駆動装置、６は目
標、７は機軸、Ｖは誘導飛しょう体の飛しょう速度ベク
トル、Ｌは飛しょう方向に対して直角な力で、以下揚力
と記述する。θは基準軸で通常地面と誘導飛しょう体の
機軸７とのなす角度で、以下姿勢角と記述する。αは飛
しょう方向と誘導飛しょう体の機軸７とのなす角度で以
下迎え角と記述する。σは検知器４と検知器駆動装置５
から成る追尾装置から見た目標６の方向と誘導飛しょう
体の機軸７とのなす角度で以下首振り角と記述する。誘
導飛しょう体を目標６に高い精度で誘導しようとするた
めには、外乱等に対し飛しょう方向を変えるための揚力
Ｌが必要であるが、揚力Ｌに空気力を用いるのが最も一
般的な方法である。即ち、操舵翼２を動かして、操舵翼
２に働く揚力を利用して機体１の姿勢を変え、迎え角α
を生じさせて、機体１及び安定翼３に揚力を発生させて
飛しょう方向を変える。特に巡航型の誘導飛しょう体で
は比較的低い速度で飛しょうするため十分な運動性能と
空力安定性能を得るためには相当に大きな翼面積を必用
とするが、航空機に搭載したり、またはランチャーに収
納するためには翼巾が制限を受け、むやみに翼を大きく
できない。そのために従来の誘導飛しょう体ではその運
動性能と空力安定性能に制限を受けていた。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】図５に示した従来の飛
しょう体の例において、目標６に高い精度で誘導しよう
とする場合、飛しょう経路によっては大きな揚力Ｌが必
要であるが、そのためには迎え角αを大きくするか、操
舵翼２及び安定翼３を大きくする方法がある。しかし迎
え角αを大きくしていくと、揚力Ｌは増加していくが、
これには限界があり、この限界を越えると、それ以上に
揚力は増加せず、逆に減少してしまう。

【０００５】一方、操舵翼２及び安定翼３を大きくしす
ぎると、航空機等への搭載が困難となり、また取り扱い
も難かしくなる。特に航空機搭載用の誘導飛しょう体で
は、操舵翼２、安定翼３が大きいと、空気抵抗が大きく
なって、携行飛行時に母機である航空機の負担が大きく
なり、その飛行性能が低下するという欠点があった。以
上より従来の誘導飛しょう体の運動性能、空力安定性能
は翼面積から制限を受けていた。

【０００６】かかる課題を解決するために、以前より展
開翼を有する飛しょう体が考案されている。特開昭６４
−５７１００号公報は、この展開翼を有する誘導飛しょ
う体が示されており、航空機等への搭載時は、十分な翼
面積をとった展開操舵翼を機体に収納し、発射後、ロッ
ク機構内に収納された延時薬の燃焼時間として設定した
所定の遅れ時間後に、つまり前記展開操舵翼が航空機等
に機械的に干渉しない距離に到達してから、前記展開操
舵翼を展開させ、従来の誘導飛しょう体に比べてより大
きな翼面積を得て、大きな揚力、十分な運動性能、空力
安定性能を得ることを目的としたものである。

【０００７】しかしながら、特開昭６４−５７１００号
公報で示された誘導飛しょう体は、飛しょう体の発射前
に展開翼を機体内に収納しておき、発射後展開翼の展開
開始を所定時間遅らせるため設けられたロック機構とは
別に、展開翼を展開させるためのエネルギを蓄える動力
源としてバネを有しているために、機構が複雑で、かつ
、部品点数が多く、機体内に広い収納スペースが必要と
なっていた。また、これに付随して、展開機構を飛しょ
う体の機体内に設けることにより、重量増加、コスト増
加、機構部分の信頼性低下等の問題が生じており、より
軽量でコンパクトな展開機構が必要とされるようになっ
てきている。

【０００８】また、特開昭６４−５７１００号公報で示
された誘導飛しょう体は、ロック機構、展開機構が機体
内に設けられた複数の展開翼のそれぞれに独立に設けら
れているため、機構が複雑になるとともに、ロック機構
内に収納された延時薬の燃焼時間として設定した遅れ時
間が延時薬の薬量のばらつきによって異なってくるため
、複数の展開翼の展開のタイミングがずれ、これによっ
て、展開直後の展開翼に空気力が不規則に作用し、機体
が機軸回りに回転し、飛しょう体の誘導性能を損うとい
う問題が生じていた。

【０００９】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、従来独立に設けられていたロック機構と
動力源を兼用した展開アクチュエータを用い、なおかつ
、この展開アクチュエータを機軸上に設け、複数の展開
翼とリンク機構によって結合することにより、展開翼の
展開に関しては、従来技術と同等の機能を有して、十分
な運動性能、空力安定性能を得ると共に、機構の簡単化
、部品点数の削減を図り、これによって、重量軽減及び
これに伴う飛しょう体の性能向上、すなわち、射程の延
長化等を果たし、かつまた、コスト低減、信頼性向上を
果たすことを目的としており、さらに、複数の展開翼が
同時に展開することにより、展開翼の展開直後の空力的
な不安定要因を取除き、飛しょう体の誘導性能の低下を
抑制することを目的としている。

【００１０】

【課題を解決するための手段】この発明による誘導飛し
ょう体は十分な翼面積をとった展開操舵翼と、この展開
操舵翼を機体内に収納しておき、発射後所定の遅れ時間
後に展開操舵翼を展開させるためのエネルギとして燃焼
ガスを発生する展開アクチュエータと、この燃焼ガスの
エネルギを展開操舵翼に伝えるリンク機構とを設けたも
のである。

【００１１】

【作用】この発明においては、航空機からの投下時に展
開アクチュエータが電気信号を受けると、展開アクチュ
エータにて設定された所定の遅れ時間後に、展開アクチ
ュエータ内に設けられた出力薬が燃焼し、発生した燃焼
ガスのガス圧によって複数の展開操舵翼が同時に展開す
る。

【００１２】

【実施例】実施例１．図１、図２はこの発明による誘導
飛しょう体の一実施例の全体構成図である。

【００１３】図１は発射前の誘導飛しょう体を示すもの
で、機体１に内蔵された図示していない操舵装置と、操
舵装置により操舵される展開操舵翼２と、機体１に固定
される安定翼３を設け、前記展開操舵翼２が機体１内に
収納されている状態である。

【００１４】図２は発射後の飛しょう体を示すもので、
発射後に図示していない展開アクチュエータにより展開
操舵翼２が展開されている。

【００１５】図３、図４は図１、図２の実施例に使用さ
れる機体１に内蔵された展開操舵翼２の展開を行う機構
を示したものである。

【００１６】図３は発射前の状態を示すもので、機体１
の内部に収納された展開操舵翼２と、展開操舵翼２を展
開させるエネルギを発生する展開アクチュエータ８を設
け、また一方、展開アクチュエータ８にて発生した展開
力を伝えるために、展開アクチュエータ８を構成するピ
ストン１７と軸１８によってリンク結合されたアーム９
と、アーム９と同じ軸１０で支えられた歯車１１と、こ
れにかみ合う歯車１２を設けている。展開アクチュエー
タ８はアーム９、軸１０、歯車１１、歯車１２を介して
複数の展開操舵翼２と結合されている。アーム９は軸方
向に伸縮自在に構成されている。アーム９と歯車１１は
軸１０を介して、また展開操舵翼２と歯車１２は軸１３
を介して機体１にそれぞれ支持されている。展開操舵翼
２は軸１３を中心に展開運動を行なえるように構成され
、展開後は操舵軸１４により操舵アクチュエータ１５の
発生する操舵トルクを伝達される。展開アクチュエータ
８を構成するガスシリンダ１６は機体１に固定されてお
り、ピストン１７はシアピン１９によってガスシリンダ
１６に固定され、展開操舵翼２が収納状態を保つように
構成されている。２０は発射時の電気信号により延時薬
２１に点火する点火プラグ、２２は延時薬２１の所定の
燃焼時間の後に点火される出力薬である。２３は出力薬
２２より発生する燃焼ガス（図示せず）のシール用のＯ
リングである。

【００１７】図４は航空機から発射後、所定の遅れ時間
が経過した後の図で、点火プラグ２０により延時薬２１
、出力薬２２が燃焼し、出力薬２２の発生する燃焼ガス
２４のガス圧により、まずシアピン１９が切断され、さ
らにピストン１７が図の右方向に移動し、アーム９、歯
車１１、歯車１２を介して複数の展開操舵翼２が燃焼ガ
ス２４のガス圧によって同時に展開する。

【００１８】次に上記実施例の動作を図１から図４まで
を参照しながら説明する。図１は展開操舵翼２が機体１
に収納されている状態を示す説明図、図２はこれが展開
されている状態を示す説明図、図３は展開操舵翼２が収
納されている状態の機体１内部の説明図、図４は発射後
ピストン１７が所定の遅れ時間を経て作動し、展開操舵
翼２が展開された状態の機体１内部の説明図である。

【００１９】まず、図３において、展開操舵翼２は、取
扱い時、輸送時、航空機搭載時等に振動、衝撃、加速度
等の外力によって展開しようとするが、ピストン１７が
シアピン１９によってガスシリンダ１６に固定されてい
るため、展開が妨げられ、図１に示された収納状態とな
っている。次に機体１が航空機から発射されると、発射
時の電気信号により点火プラグ２０は延時薬２１を発火
させ、延時薬２１は所定の燃焼時間後に出力薬２２を発
火させる。この時点で出力薬２２は多量の燃焼ガス（図
示せず）を発生させ、ピストン１７はこのガス圧により
図の右方向に荷重を受ける。この時、ピストン１７はシ
アピン１９によってガスシリンダ１６に固定されている
が、このシアピン１９はガス圧により切断され、ピスト
ン１７は作動可能な状態となって、ガス圧により図の右
方向に移動し、アーム９、歯車１１、歯車１２を介して
複数の展開操舵翼２は同時に展開され、そして展開完了
を示す図４の状態になる。

【００２０】発射時の電気信号による点火プラグ２０の
作動から、ピストン１７の作動開始までの時間は、ほぼ
展開アクチュエータ８に装てんされた延時薬２１の燃焼
時間により決定される。この時間が前述の所定の遅れ時
間となるように延時薬２１の薬量を選択決定することに
より、航空機から発射後、所定の遅れ時間後に展開操舵
翼２が展開することになる。

【００２１】上記実施例では操舵翼２を展開させたが、
例えば特開平１−５７１００号公報、特開平１−６３７
９５号公報などに示されるように安定翼３も操舵翼２と
ともに展開させてもよい。

【００２２】

【発明の効果】この発明は以上説明したとおり、誘導飛
しょう体の機体に展開操舵翼を内蔵させ、発射前の機体
形状をコンパクトに保ったうえ、発射後、延時薬、出力
薬の火薬とガスシリンダから成る展開アクチュエータに
てあらかじめ設定された所定の遅れ時間後に、出力薬の
燃焼ガスのガス圧にて展開操舵翼を展開させることによ
り、航空機との機械的干渉を完全に防ぎながら、十分な
運動性能、空力安定性能が得られるという効果がある。 また、従来独立に設けられていたロック機構と動力源を
兼用した展開アクチュエータを用いることにより、機構
の簡単化、部品点数の削減を図ることができ、これによ
って、重量軽減、コスト低減、信頼性向上を果たすこと
ができるという効果がある。さらに、複数の展開操舵翼
を同時に展開させることにより、展開操舵翼の展開直後
の空力的な不安定要因を取除き、飛しょう体の誘導性能
の低下を抑制するという効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施例１を示す全体構成図である。

【図２】この発明の実施例１を示す全体構成図である。

【図３】この発明の実施例１の機体内部構成図である。

【図４】この発明の実施例１の機体内部構成図である。

【図５】従来の誘導飛しょう体を示す図である。

【符号の説明】

８　　展開アクチュエータ ９　　アーム １０　　軸 １１　　歯車 １２　　歯車 １３　　軸 １６　　ガスシリンダ １７　　ピストン １８　　軸 １９　　シアピン ２０　　点火プラグ ２１　　延時薬 ２２　　出力薬 ２３　　Ｏリング ２４　　燃焼ガス

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　飛しょう体の機体と、この機体の前半
   部所定位置に周方向に等間隔に固定された複数の安定翼
   と、機体の後半部所定位置に周方向に等間隔に収納され
   た複数の展開操舵翼と、前記展開操舵翼を展開するため
   の１対の歯車から成る展開機構と、延時薬と前記延時薬
   により点火される出力薬と前記出力薬により作動するピ
   ストンとによって構成され、かつ前記展開操舵翼を展開
   するためのエネルギを発生する展開アクチュエータと、
   この展開アクチュエータのピストンと前記複数の展開操
   舵翼の展開機構を結合するリンク機構とから成り、飛し
   ょう体の発射前は前記複数の展開操舵翼を機体内に収納
   しておき、発射後、前記ピストンを前記出力薬の燃焼ガ
   スの圧力で作動させ所定の遅れ時間後に前記複数の展開
   操舵翼を前記出力薬の燃焼ガスのエネルギにて同時に展
   開させるように構成したことを特徴とする誘導飛しょう
   体。