JPH04339098A - 飛行体 - 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】本発明は大気中を飛行する飛行体
の空力荷重制御に関する。

【０００２】

【従来の技術】図１３は従来の飛行体の一例として，補
助ブースタ付ロケットを示す側面図である。ロケット本
体（コア・ビークル）１に補助ブースタ２が装着されて
いる。補助ブースタは堅い外殻構造を有し，外部の空気
流に対して変形しないようになっている。これは，内部
構造を保護するためと，外形形状が変化したときに予想
しない空力荷重の変化が生じるのを防ぐためである。

【０００３】しかしながら，変形しない外形形状は，空
気力学上必ずしも最適な形状とはなっていない。例えば
，補助ブースタの頭部の形状は空力抵抗に関して最重要
なものであるが，最小抵抗を与える頭部円錐の角度は，
速度によって異なる。また，補助ブースタに作用する垂
直力（補助ブースタの軸に垂直な方向に働く空気力）も
，頭部形状に大きく左右される。言い換えると，従来の
技術では，空力形状を飛行条件に対して変更できるよう
になっていないので，空力性能的に不利な条件で飛行し
なければならないことがある。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】本発明が解決しようと
する課題は次の３点である。

【０００５】（１）　　　空力抵抗 （２）　　　空力垂直力 （３）　　　補助ブースタ分離力 以下にこれらにつき補助ブースタ付ロケットを例にして
説明する。

【０００６】ロケットの本体（コア・ビークル）に補助
ブースタが装着されると，それぞれの単体の抵抗に加え
て，いわゆる干渉抵抗と呼ばれる抵抗が付加する。これ
は，これらの複数胴体を有する形状においては，胴体間
に狭い空気流の流路ができ，これが抵抗となるからであ
る。そのため，全体の抵抗を軽減させるには，この狭い
流路をなくし，全体としてスムーズな形状にする必要が
ある。また，補助ブースタの頭部形状についても同じこ
とが言える。補助ブースタ頭部のそばに主胴体があると
，この近接効果により抵抗が増加する。それを防ぐため
には，図１（ｂ）に示されるように，補助ブースタの頭
部を主胴体側に傾けて，この部分の形状をスムーズにし
てやる必要がある。しかし従来は，補助ブースタの形状
が固定されていて，このように変化させることができな
いため，性能の低下を招いている。

【０００７】第２の空力垂直力は，図１４に示されるよ
うに，補助ブースタの軸と気流の方向が一致しないとき
，いわゆる迎角をもった場合に現れる。迎角を持つこと
により垂直力が発生し，この力は迎角が大きくなるに従
って増加する。この垂直力を低下させるには，補助ブー
スタ頭部を図１（ｄ）に示されるように気流の方向に傾
けるのが効果がある。これにより，頭部の局所的迎角が
減り，空気力も減少する。しかし従来は，形状を変化さ
せることができないため，このように垂直力を低下させ
ることができなかった。

【０００８】第３の補助ブースタ分離に関しては，従来
は分離モータ（ロケット）を作用させ，補助ブースタを
主胴体から分離する力としていた。したがって，モータ
を搭載する分，重量が増え，かつ火薬等の危険物を扱わ
なくてはならなかった。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明は，前記従来の課
題を解決するために，主胴体と補助胴体とを具備し，上
記補助胴体の一部形状が飛行中に変更可能に構成された
ことを特徴とする飛行体を提案するものである。

【００１０】

【作用】本発明においては，補助胴体の一部形状を変更
することにより，飛行中に空力抵抗を軽減したり，迎角
のある場合に垂直力を低減したりできる。また，分離モ
ータを使用せずに補助胴体を分離できる。更に飛行体全
体の姿勢制御にも応用できる。

【００１１】

【第１実施例】図１は本発明を補助ブースタ付ロケット
に適用した第１実施例を示す側面図である。この実施例
では，主胴体としてのロケット本体（１）の側方に，補
助胴体として補助ブースタ（２）が複数（図示例では２
本）取付けられており，それら補助ブースタ（２）の頭
部（２ａ）を傾斜させることができるようになっている
。そして，この頭部（２ａ）を能動的に傾けることによ
り，ロケット全体に作用する空力荷重を制御するもので
ある。

【００１２】図１（ａ）は補助ブースタ付ロケットが通
常に飛行している状態である。補助ブースタ（２）の頭
部（２ａ）は軸対称となっていて，前記従来の形状と同
様である。空力荷重の軽減を特に必要としない場合には
，この形状のまま飛行する。一方，空力荷重（垂直力と
抵抗）の軽減を目ざす場合には，補助ブースタ頭部（２
ａ）を図１（ｂ）に示すように，ロケット本体（コア・
ビークル）（１）側に傾ける。この形状によると，ロケ
ット本体（１）と補助ブースタ（２）ではさまれる部分
の空気流が，図１（ａ）の状態に比べて減少するので，
干渉抵抗を減少させることができる。

【００１３】次に補助ブースタ（２）を分離させたい時
には，図１（ｃ）に示すように，補助ブースタ頭部（２
ａ）を外側に傾ける。そうすると，ロケット本体（１）
と補助ブースタ（２）の間の流れが増え，この部分の圧
力が上昇する。その結果，補助ブースタ（２）にはロケ
ット本体（１）から離れようとする空力荷重が作用する
から，その空気力を補助ブースタ（２）の分離に利用す
ることができる。すなわち，補助ブースタを分離するの
に従来使用していた分離モータ（ロケット）を使用する
必要がなくなり，火薬等の危険物も不要になって，重量
軽減に寄与する。

【００１４】次に，補助ブースタ（２）に働く垂直力の
軽減について述べる。前記図１４により説明したとおり
，ロケットの機体軸と気流（５）が角度をもつとき（迎
角をもつとき），補助ブースタ（２）には大きな空気力
（垂直力）（４）が作用する。そこで，本実施例では，
図１（ｄ）に示すように，補助ブースタの頭部（２ａ）
を気流（５）の方向に傾けることによって，補助ブース
タに作用するこの垂直力（４）を軽減することができる
。この空力荷重の軽減は，ロケット構造重量の減少と，
飛行安定性の向上をもたらすことになる。なお，気流方
向の検知は，航空機で常用されている迎角計を取り付け
，その出力を見ることによっても良いし，またロケット
の場合には，慣性誘導装置の出力を利用すれば，機体の
飛行姿勢が分るので，それから迎角を推測することもで
きる。

【００１５】図２はロケットの軸方向に垂直な空力荷重
（垂直力）の軸方向分布を示す図で，図中の実線は図１
（ａ）に示された状態または図１４に示された状態に対
応する曲線である。通常，ロケットは本体頭部の円錐部
と円筒部の結合部付近で一番大きな垂直力が作用する。 そして補助ブースタ取付部でも，その先端の少し後方で
大きな垂直力が作用する。図２中には，補助ブースタの
頭部形状を変化させた時の垂直力分布についても合わせ
て示されている。すなわち，補助ブースタの頭部を内側
に傾けた，図１（ｂ）に示された状態においては，空力
干渉が減少するので，垂直力は低下し，図２中に点線で
示すような分布となる。また，図１（ｄ）に示すように
気流方向に補助ブースタ頭部を傾けたときにも，同様に
垂直力が軽減される。

【００１６】一方，図１（ｃ）に示すように補助ブース
タ頭部を外側に傾けた場合は，図１（ａ）の場合に比べ
て空力干渉が増加し，補助ブースタに作用する空力荷重
が増える。その結果，図２中に鎖線で示すように，他の
場合よりも大きな垂直力分布となる。この大きな垂直力
分布は，全機空力特性の面からは望ましくないが，補助
ブースタの分離に際しては，前記のとおりこの空力荷重
を利用できる。

【００１７】次に，補助ブースタの頭部を動かす機構に
ついて述べる。まず図３は補助ブースタ頭部の円錐から
円筒になる部分で分割して「首振り」ができるようにし
た例である。円錐部（８）に回転軸（６）を設け，それ
に対応する軸受（７）を円筒部（９）に設ける。円錐部
（８）はこの回転軸（６）の回りに「首振り」ができる
ことになる。ただし，円錐部の外面と円筒部の外面が「
首振り」時に干渉してぶつかり合わないためには，円筒
部は図３（ａ）のように軸に直角に切ったのでは十分で
なく，図３（ｂ）に示すように，円筒部の端面を切り込
んでおく必要がある。

【００１８】図４は，円筒部に「首振り」の機構を設け
る例である。この場合も，一方に回転軸（６），他方に
軸受（７）を設ける。また，円筒部（９ａ），（９ｂ）
のいずれか一方（図示例では（９ｂ））の端面を切り込
んで，首振り時に外面の干渉を防ぐ必要がある。

【００１９】図５は，上記２種の回転機構を同時に設け
た例を示す。この例では回転軸を９０度ずらしているの
で，これを組み合わせることにより，任意の方向に傾け
ることができる。

【００２０】図６は，回転機構をアクチュエータを含め
て示したものである。この図示例では，貫通する回転軸
（６）が十字状になっていて，回転軸（６）に対してモ
ーメント・アームの働きをする部分（６ａ）が作られて
いる。このモーメント・アーム（６ａ）は，円筒部（９
）の内部に設置されているアクチュエータ（１１）とロ
ッド（１２）によって結ばれ，このアクチュエータ（１
１）を作動させることによりロッド（１２）が前後方向
に移動し，補助ブースタ頭部が回転軸（６）の回りに回
転（「首振り」）できるようになっている。

【００２１】図７は，図６のようなモーメント・アーム
を使用しない例を示す。この例では，アクチュエータ（
１１）からのロッド（１２）が円錐部の外板（１３）に
直接装着されている。

【００２２】図６および図７では，いずれもアクチュエ
ータの数が２基図示されているが，この個数は荷重とア
クチュエータの能力・重量・収納性等の関係を考慮して
，総合的に決定される。

【００２３】

【第２実施例】図８は本発明の第２実施例を示す斜視図
，図９は同じく回転機構を示す縦断面図である。この実
施例では，補助ブースタ頭部に「首振り」機構を付与す
る代りに，非対称の円錐部（１４）を，円筒部の軸回り
に回転させるものである。回転の自由度を与えることに
より，飛行時にはロケット本体（コア・ビークル）（１
）側に頭部を近づけ，補助ブースタ分離時には頭部先端
をロケット本体（コア・ビークル）（１）から遠い方向
に位置させて，分離するための空気力を作用させる。

【００２４】円錐部（１４）の回転機構は，図９に示さ
れるように，一方の頭部外板（１３ａ）内面に内歯車（
１５）を全周に設け，それにかみ合う通常の外歯車（１
６）を他方の頭部内面に設置する。この外歯車（１６）
はシャフト（１７）を通してモータ（１８）に接続され
ており，このモータ（１８）は外板（１３ｂ）（または
構造部材）に固定されている。モータに電力を供給して
これを回転させることにより，力はシャフト（１７），
外歯車（１６），内歯車（１５）の順に伝達されて，頭
部の非対称円錐部（１４）が回転する。

【００２５】

【第３実施例】空力荷重を制御するために，補助ブース
タの形状を変化させる手段は，補助ブースタ頭部を回転
させることだけに限らない。補助ブースタの形状を変化
させる他の実施例を図１０に示す。

【００２６】補助ブースタ装着による空力干渉現象は，
補助ブースタとロケット本体（コア・ビークル）がはさ
む狭い流路における空気流に大きく左右される。そこで
，本実施例では，補助ブースタの外板を２重にし，外側
の外板（１９）と内側の外板（２０）との間の角度を制
御する。

【００２７】図１０（ａ）は，外側の外板（１９）をあ
まり張り出さない場合を示す。この場合は，補助ブース
タ（２）とロケット本体（コア・ビークル）（１）には
さまれる部分の空気流が整流されて空力干渉が軽減され
る。すなわち，図１０（ｃ）に示されるように，外側外
板（１９）が補助ブースタに対するフェアリングの役割
を果たしていて，流れが整流されるのである。一方，図
１０（ｂ）は，外側の外板（１９）を大きく張り出した
場合を示す。この場合は，空力干渉が大きくなり，抵抗
も垂直力も大幅に増加する。外側の外板（１９）の駆動
はアクチュエータ（１１）を用いれば容易に行なうこと
ができる。

【００２８】

【第４実施例】本発明によれば，補助ブースタ付ロケッ
トの空力荷重をコントロールできるだけでなく，ロケッ
ト自体の誘導制御を行なうこともできる。

【００２９】図１１は，２本の補助ブースタ（２）を装
着したロケットにおいて，ロケット全体形状が非対称と
なるように補助ブースタの形状を変化させた場合を示し
ている。この図のようにすることによって，左右の補助
ブースタ（２）に作用する空気力に差異が生じ，結果的
に全機に対する空力モーメントとなる。このモーメント
を利用すれば，ロケットの姿勢を変えることができる。 この空力モーメントは，図１１の例ではピッチング・モ
ーメントまたはヨーイング・モーメント（２１）である
が，図１２のように，ロケット本体（コア・ビークル）
（１）の軸に対して補助ブースタ頭部（２ａ）先端を同
方向に回転させた状態に位置させることにより，ローリ
ング・モーメント（２２）を作用させることもできる。

【００３０】

【発明の効果】本発明を実施することにより次の効果が
得られる。 １）　　空力抵抗の低下 ２）　　空力垂直力の軽減 ３）　　補助ブースタ分離空気力の発生４）　　姿勢制
御用空力モーメントの発生

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は本発明の第１実施例を示す側面図である
。

【図２】図２はロケットの軸方向に垂直な空力荷重の軸
方向分布を示す図である。

【図３】図３は補助ブースタの頭部を動かす機構の一例
を示す図である。

【図４】図４は補助ブースタの頭部を動かす機構の他の
例を示す図である。

【図５】図５は補助ブースタの頭部を動かす機構の更に
他の例を示す図である。

【図６】図６は回転機構とアクチュエータの組合せの一
例を示す図である。

【図７】図７は回転機構とアクチュエータの組合せの他
の例を示す図である。

【図８】図８は本発明の第２実施例を示す斜視図である
。

【図９】図９は上記第２実施例における回転機構を示す
縦断面図である。

【図１０】図１０は本発明の第３実施例を示す図である
。

【図１１】図１１は本発明の第４実施例における空力モ
ーメント発生状況を示す側面図である。

【図１２】図１２は上記空力モーメント発生状況を頭部
から見た図である。

【図１３】図１３は従来の飛行体の一例を示す側面図で
ある。

【図１４】図１４は従来の飛行体における迎角と空力垂
直力とを示す図である。

【符号の説明】

（１）　　　　ロケット本体（コア・ビークル）（２）
　　　　補助ブースタ （２ａ）　　補助ブースタ頭部先端 （４）　　　　補助ブースタに作用する垂直力（５）　
　　　気流 （６）　　　　回転軸 （６ａ）　　モーメント・アーム （７）　　　　軸受 （８）　　　　円錐部 （９），（９ａ），（９ｂ）　　円筒部（１０）　　円
筒部切り口 （１１）　　アクチュエータ （１２）　　ロッド （１３），（１３ａ），（１３ｂ）　　外板（１４）　
　非対称円錐部 （１５）　　内歯車 （１６）　　外歯車 （１７）　　シャフト （１８）　　モータ （１９）　　外側外板 （２０）　　内側外板 （２１）　　ピッチングまたはヨーイング・モーメント
（２２）　　ローリング・モーメント

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　主胴体と補助胴体とを具備し，上記補
   助胴体の一部形状が飛行中に変更可能に構成されたこと
   を特徴とする飛行体。