JPH05231800A - ミサイル - Google Patents
ミサイルInfo
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- JPH05231800A JPH05231800A JP3060092A JP3060092A JPH05231800A JP H05231800 A JPH05231800 A JP H05231800A JP 3060092 A JP3060092 A JP 3060092A JP 3060092 A JP3060092 A JP 3060092A JP H05231800 A JPH05231800 A JP H05231800A
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- missile
- rocket motor
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 固体ロケットモータを推進装置とするミサイ
ルにおいて、固体ロケットモータが燃焼するに連れてミ
サイルの運動性が低下した時点で安定翼を分離すること
により機体の空力特性を変更し、運動性の低下を少なく
したミサイルを得る。 【構成】 ミサイル１の胴体２の周方向に、前翼３と後
翼４と安定翼１２を設け、ロケットモータ燃焼後の所定
の時期に安定翼１２を分離する翼の分離装置を設ける。 【効果】 固体ロケットモータが燃焼するに連れてミサ
イルの重心が前方に移動し、重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する重心回りの回転モーメン
トの変化率が大きくなり、定常飛行時の抵抗増加や最大
旋回率の減少などの問題が生じるが、重心が移動した後
に安定翼１２を分離してミサイルの空力特性を変更する
事により、ミサイルの運動性をロケットモータ燃焼前の
状態に近付ける。
ルにおいて、固体ロケットモータが燃焼するに連れてミ
サイルの運動性が低下した時点で安定翼を分離すること
により機体の空力特性を変更し、運動性の低下を少なく
したミサイルを得る。 【構成】 ミサイル１の胴体２の周方向に、前翼３と後
翼４と安定翼１２を設け、ロケットモータ燃焼後の所定
の時期に安定翼１２を分離する翼の分離装置を設ける。 【効果】 固体ロケットモータが燃焼するに連れてミサ
イルの重心が前方に移動し、重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する重心回りの回転モーメン
トの変化率が大きくなり、定常飛行時の抵抗増加や最大
旋回率の減少などの問題が生じるが、重心が移動した後
に安定翼１２を分離してミサイルの空力特性を変更する
事により、ミサイルの運動性をロケットモータ燃焼前の
状態に近付ける。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、固体ロケットモータ
を推進装置とするミサイルにおいて、固体ロケットモー
タ燃焼にともなう重心の前方移動に起因してミサイルの
運動性が低下した時に、翼の枚数や面積や位置を変化さ
せ所要の運動性を得るミサイルに関するものである。
を推進装置とするミサイルにおいて、固体ロケットモー
タ燃焼にともなう重心の前方移動に起因してミサイルの
運動性が低下した時に、翼の枚数や面積や位置を変化さ
せ所要の運動性を得るミサイルに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図６は、従来のミサイルの構成図であ
る。１はミサイル、２はミサイル１の胴体、３は胴体２
の周方向に設けられた前翼、４は胴体２の周方向に設け
られた後翼、５は胴体２に設けられたロケットモータ、
６はロケットモータ燃焼前のミサイル重心、７はロケッ
トモータ燃焼後のミサイル重心である。
る。１はミサイル、２はミサイル１の胴体、３は胴体２
の周方向に設けられた前翼、４は胴体２の周方向に設け
られた後翼、５は胴体２に設けられたロケットモータ、
６はロケットモータ燃焼前のミサイル重心、７はロケッ
トモータ燃焼後のミサイル重心である。
【０００３】次に動作について説明する。図７はミサイ
ルの動作を説明するための図であり、８はミサイル１の
飛行方向、９は飛行方向８と機体軸のなす角度である迎
角、１０はミサイル１に加わる空気力による回転トル
ク、１１はミサイル１に加わる空気力である。ミサイル
１は飛行中に翼の取付角度である舵角を変化させ回転ト
ルク１０を発生し迎角９を変化させて、空気力１１によ
り飛行方向を変更する。舵角を変化させる翼は前翼３ま
たは後翼４のいずれでも構わないが、以下では一例とし
て前翼の舵角を変化させる場合について説明する。ま
た、ロケットモータ５の燃焼にともない、ミサイル１は
加速し、同時にミサイル１の重心はロケットモータ燃焼
前のミサイル重心６からロケットモータ燃焼後のミサイ
ル重心７に移動する。
ルの動作を説明するための図であり、８はミサイル１の
飛行方向、９は飛行方向８と機体軸のなす角度である迎
角、１０はミサイル１に加わる空気力による回転トル
ク、１１はミサイル１に加わる空気力である。ミサイル
１は飛行中に翼の取付角度である舵角を変化させ回転ト
ルク１０を発生し迎角９を変化させて、空気力１１によ
り飛行方向を変更する。舵角を変化させる翼は前翼３ま
たは後翼４のいずれでも構わないが、以下では一例とし
て前翼の舵角を変化させる場合について説明する。ま
た、ロケットモータ５の燃焼にともない、ミサイル１は
加速し、同時にミサイル１の重心はロケットモータ燃焼
前のミサイル重心６からロケットモータ燃焼後のミサイ
ル重心７に移動する。
【０００４】図８は実施例の概念を説明するための図で
あり、１２は安定翼、Ｆｓは安定翼１２に加わる空気
力、Ｆｔは後翼４に加わる空気力、Ｆｗは前翼３に加わ
る空気力、Ｆｂは胴体２に加わる空気力、Ｘはロケット
モータ燃焼前の重心６とロケットモータ燃焼後の重心７
の距離、Ｘｓはロケットモータ燃焼前の重心６と安定翼
１２に加わる空気力Ｆｓの着力点との距離、Ｘｔはロケ
ットモータ燃焼前の重心６と後翼４に加わる空気力Ｆｔ
の着力点との距離、Ｘｗはロケットモータ燃焼前の重心
６と前翼３に加わる空気力Ｆｗの着力点との距離、Ｘｂ
はロケットモータ燃焼前の重心６と胴体２に加わる空気
力Ｆｂの着力点との距離、Ｍ１はロケットモータ燃焼前
の重心６回りに加わる回転トルク、Ｍ２はロケットモー
タ燃焼後の重心７回りに加わる回転トルクである。式
（１）はロケットモータ燃焼前の重心６回りに加わる回
転トルクＭ１を示す式、式（２）はロケットモータ燃焼
後の重心７回りに加わる回転トルクＭ２を示す式、式
（３）はロケットモータ燃焼により変化した回転トルク
Ｍ３を示す式である。式（１）、式（２）、式（３）か
らも明らかなように重心が前方にＸだけ移動すると機体
の重心回りの回転トルクはＭ１からＭ２へと変化し、回
転トルクがＭ３だけ減少し、迎角に対する回転トルクの
変化率が大きくなる。 Ｍ1 ＝Ｆb ・Ｘb ＋Ｆw ・Ｘw −Ｆt ・Ｘt −Ｆs ・Ｘs …（１） Ｍ2 ＝Ｆb ・（Ｘb −Ｘ）＋Ｆw ・（Ｘw −Ｘ） …（２） −Ｆt ・（Ｘt ＋Ｘ）−Ｆs ・（Ｘs ＋Ｘ） ＝Ｍ1 −（Ｆb ＋Ｆw ＋Ｆt ＋Ｆs ）・Ｘ Ｍ3 ＝（Ｆb ＋Ｆw ＋Ｆt ＋Ｆs ）・Ｘ …（３）
あり、１２は安定翼、Ｆｓは安定翼１２に加わる空気
力、Ｆｔは後翼４に加わる空気力、Ｆｗは前翼３に加わ
る空気力、Ｆｂは胴体２に加わる空気力、Ｘはロケット
モータ燃焼前の重心６とロケットモータ燃焼後の重心７
の距離、Ｘｓはロケットモータ燃焼前の重心６と安定翼
１２に加わる空気力Ｆｓの着力点との距離、Ｘｔはロケ
ットモータ燃焼前の重心６と後翼４に加わる空気力Ｆｔ
の着力点との距離、Ｘｗはロケットモータ燃焼前の重心
６と前翼３に加わる空気力Ｆｗの着力点との距離、Ｘｂ
はロケットモータ燃焼前の重心６と胴体２に加わる空気
力Ｆｂの着力点との距離、Ｍ１はロケットモータ燃焼前
の重心６回りに加わる回転トルク、Ｍ２はロケットモー
タ燃焼後の重心７回りに加わる回転トルクである。式
（１）はロケットモータ燃焼前の重心６回りに加わる回
転トルクＭ１を示す式、式（２）はロケットモータ燃焼
後の重心７回りに加わる回転トルクＭ２を示す式、式
（３）はロケットモータ燃焼により変化した回転トルク
Ｍ３を示す式である。式（１）、式（２）、式（３）か
らも明らかなように重心が前方にＸだけ移動すると機体
の重心回りの回転トルクはＭ１からＭ２へと変化し、回
転トルクがＭ３だけ減少し、迎角に対する回転トルクの
変化率が大きくなる。 Ｍ1 ＝Ｆb ・Ｘb ＋Ｆw ・Ｘw −Ｆt ・Ｘt −Ｆs ・Ｘs …（１） Ｍ2 ＝Ｆb ・（Ｘb −Ｘ）＋Ｆw ・（Ｘw −Ｘ） …（２） −Ｆt ・（Ｘt ＋Ｘ）−Ｆs ・（Ｘs ＋Ｘ） ＝Ｍ1 −（Ｆb ＋Ｆw ＋Ｆt ＋Ｆs ）・Ｘ Ｍ3 ＝（Ｆb ＋Ｆw ＋Ｆt ＋Ｆs ）・Ｘ …（３）
【０００５】図９は、迎角と舵角と空気力および回転ト
ルクの関係を示す図であり、（ａ）はロケットモータ燃
焼前の迎角と舵角と空気力の関係を示す図であり、
（ｂ）はロケットモータ燃焼後の迎角と舵角と空気力の
関係を示す図であり、（ｃ）はロケットモータ燃焼前の
迎角と舵角と回転トルクの関係を示す図であり、（ｄ）
はロケットモータ燃焼後の迎角と舵角と回転トルクの関
係を示す図である。ロケットモータ５の燃焼にともな
い、ミサイル１の重心はロケットモータ燃焼前のミサイ
ル重心６からロケットモータ燃焼後のミサイル重心７へ
移動するが空気力１１の着力点は変わらないので、重心
の前方移動にともない空気力による回転トルクは図９
（ｃ）（ｄ）に示すように変化する。この結果、同じ大
きさの翼を同じ舵角だけ操舵すると、ロケットモータ燃
焼前では迎角α１で空気力はＦ１であったものが、ロケ
ットモータ燃焼後では迎角がα２で空気力はＦ２とな
り、回転トルク０の釣合状態が変化する。
ルクの関係を示す図であり、（ａ）はロケットモータ燃
焼前の迎角と舵角と空気力の関係を示す図であり、
（ｂ）はロケットモータ燃焼後の迎角と舵角と空気力の
関係を示す図であり、（ｃ）はロケットモータ燃焼前の
迎角と舵角と回転トルクの関係を示す図であり、（ｄ）
はロケットモータ燃焼後の迎角と舵角と回転トルクの関
係を示す図である。ロケットモータ５の燃焼にともな
い、ミサイル１の重心はロケットモータ燃焼前のミサイ
ル重心６からロケットモータ燃焼後のミサイル重心７へ
移動するが空気力１１の着力点は変わらないので、重心
の前方移動にともない空気力による回転トルクは図９
（ｃ）（ｄ）に示すように変化する。この結果、同じ大
きさの翼を同じ舵角だけ操舵すると、ロケットモータ燃
焼前では迎角α１で空気力はＦ１であったものが、ロケ
ットモータ燃焼後では迎角がα２で空気力はＦ２とな
り、回転トルク０の釣合状態が変化する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】従来のミサイル１で
は、ロケットモータ燃焼にともないミサイル重心が前方
に移動すると回転トルク１０の迎角９に対する変化率が
大きくなり、その結果として以下の様な問題があった。
は、ロケットモータ燃焼にともないミサイル重心が前方
に移動すると回転トルク１０の迎角９に対する変化率が
大きくなり、その結果として以下の様な問題があった。
【０００７】ミサイル１が最大旋回加速度で飛行経路を
変える場合は、ミサイル１に許される最大舵角で旋回運
動をする。この様な状況では、同一操舵量における発生
空気力Ｆにより最大旋回加速度が決まる。図９に示すよ
うにロケットモータ燃焼前後では、同一操舵量δ１にお
ける迎角はα１からα２に変化し、それにともない発生
空気力ＦもＦ１からＦ２に減少するので、旋回のための
発生空気力Ｆはロケットモータの燃焼にともない減少す
る。
変える場合は、ミサイル１に許される最大舵角で旋回運
動をする。この様な状況では、同一操舵量における発生
空気力Ｆにより最大旋回加速度が決まる。図９に示すよ
うにロケットモータ燃焼前後では、同一操舵量δ１にお
ける迎角はα１からα２に変化し、それにともない発生
空気力ＦもＦ１からＦ２に減少するので、旋回のための
発生空気力Ｆはロケットモータの燃焼にともない減少す
る。
【０００８】ミサイル１が任意の旋回加速度で旋回運動
をしようとした場合、要求される旋回加速度より必要な
空気力Ｆが決まる。図９に示すように、同一空気力Ｆ１
を得るための舵角はロケットモータ燃焼前後で舵角はδ
１からδ２に変化し、必要な操舵量が大きくなるので、
ロケットモータ燃焼前後でミサイル１の応答速度を確保
する場合は、応答速度が早い操舵装置が必要となる。ま
た、操舵装置の高速化が図れない場合はミサイル１の機
体応答性が低下する。
をしようとした場合、要求される旋回加速度より必要な
空気力Ｆが決まる。図９に示すように、同一空気力Ｆ１
を得るための舵角はロケットモータ燃焼前後で舵角はδ
１からδ２に変化し、必要な操舵量が大きくなるので、
ロケットモータ燃焼前後でミサイル１の応答速度を確保
する場合は、応答速度が早い操舵装置が必要となる。ま
た、操舵装置の高速化が図れない場合はミサイル１の機
体応答性が低下する。
【０００９】前述の様に、ロケットモータの燃焼にとも
ない同一空気力Ｆを得るための操舵量が大きくなると、
操舵翼により発生する空気抵抗が増加してミサイル１の
速度低下率が大きくなる。
ない同一空気力Ｆを得るための操舵量が大きくなると、
操舵翼により発生する空気抵抗が増加してミサイル１の
速度低下率が大きくなる。
【００１０】この発明はかかる課題を解決するためにな
されたものであり、ミサイルの重心がロケットモータ燃
焼に伴い前方に移動した場合でも所要の運動性を得るこ
とができるミサイルを提出するものである。
されたものであり、ミサイルの重心がロケットモータ燃
焼に伴い前方に移動した場合でも所要の運動性を得るこ
とができるミサイルを提出するものである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】この発明に係わるミサイ
ルは前翼や後翼とは別に安定翼を設けるとともにその安
定翼を分離する手段を設けたものである。
ルは前翼や後翼とは別に安定翼を設けるとともにその安
定翼を分離する手段を設けたものである。
【００１２】またこの発明に係わるミサイルは後翼の一
部を分離する手段を設けたものである。
部を分離する手段を設けたものである。
【００１３】さらにこの発明に係わるミサイルは後翼を
胴体内に収納する手段を設けたものである。
胴体内に収納する手段を設けたものである。
【００１４】またこの発明に係わるミサイルは後翼を機
体前方に移動する手段を設けたものである。
体前方に移動する手段を設けたものである。
【００１５】さらにまたこの発明に係わるミサイルは前
翼を機体前方に移動する手段を設けたものである。
翼を機体前方に移動する手段を設けたものである。
【００１６】
【作用】この発明においては、ミサイルの重心前方移動
にともないミサイル重心と空気力の着力点の距離が大き
くなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大きくなっ
た場合に、前翼や後翼とは別に設けた安定翼を分離し空
気力の着力点を前方に移動し、迎角に対する回転トルク
の変化率を所定量に回復する。
にともないミサイル重心と空気力の着力点の距離が大き
くなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大きくなっ
た場合に、前翼や後翼とは別に設けた安定翼を分離し空
気力の着力点を前方に移動し、迎角に対する回転トルク
の変化率を所定量に回復する。
【００１７】またこの発明においては、ミサイルの重心
前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大
きくなった場合に、後翼の一部を分離し空気力の着力点
を前方に移動し、迎角に対する回転トルクの変化率を所
定量に回復する。
前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大
きくなった場合に、後翼の一部を分離し空気力の着力点
を前方に移動し、迎角に対する回転トルクの変化率を所
定量に回復する。
【００１８】さらにこの発明においては、ミサイルの重
心前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の
距離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が
大きくなった場合に、後翼を胴体内に収納し、迎角に対
する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
心前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の
距離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が
大きくなった場合に、後翼を胴体内に収納し、迎角に対
する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
【００１９】またこの発明においては、ミサイルの重心
前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大
きくなった場合に、後翼を機体前方に移動し、迎角に対
する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力点の距
離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化率が大
きくなった場合に、後翼を機体前方に移動し、迎角に対
する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
【００２０】さらにまたこの発明においては、ミサイル
の重心前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力
点の距離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化
率が大きくなった場合に、前翼を機体前方に移動し、迎
角に対する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
の重心前方移動にともないミサイル重心と空気力の着力
点の距離が大きくなり、迎角に対する回転トルクの変化
率が大きくなった場合に、前翼を機体前方に移動し、迎
角に対する回転トルクの変化率を所定量に回復する。
【００２１】
実施例１．図１は、この発明の実施例１を示すミサイル
全体構成図であり、１はミサイル、２はミサイル１の胴
体、３は胴体２の周方向に設けられた前翼、４は胴体２
の周方向に設けられた後翼、１２は胴体２の周方向に設
けられた安定翼である。ロケットモータ燃焼後の飛行に
必要となる前翼３や後翼４とは別に、ロケットモータ燃
焼後に分離するための安定翼１２を設け、時計等を用い
てロケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃
焼終了後のミサイル１運動性の不足を補うために安定翼
１２を爆発ボルト等を用いて分離し、安定翼１２に作用
する空気力Ｆによりミサイル１の重心まわりに作用する
トルクを取り去り、迎角に対するミサイル１の重心まわ
りの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケットモー
タ燃焼前の値に近付ける。なお、安定翼１２と共に胴体
２の一部を分離する場合や安定翼１２をミサイル１の後
端以外の場所に配置した場合も同じである。
全体構成図であり、１はミサイル、２はミサイル１の胴
体、３は胴体２の周方向に設けられた前翼、４は胴体２
の周方向に設けられた後翼、１２は胴体２の周方向に設
けられた安定翼である。ロケットモータ燃焼後の飛行に
必要となる前翼３や後翼４とは別に、ロケットモータ燃
焼後に分離するための安定翼１２を設け、時計等を用い
てロケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃
焼終了後のミサイル１運動性の不足を補うために安定翼
１２を爆発ボルト等を用いて分離し、安定翼１２に作用
する空気力Ｆによりミサイル１の重心まわりに作用する
トルクを取り去り、迎角に対するミサイル１の重心まわ
りの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケットモー
タ燃焼前の値に近付ける。なお、安定翼１２と共に胴体
２の一部を分離する場合や安定翼１２をミサイル１の後
端以外の場所に配置した場合も同じである。
【００２２】実施例２．図２は、この発明の実施例２を
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、１３は後翼４の一部分でロケットモータ燃焼後に分
離される部分、１４は後翼４から分離部分１３を分離後
の後翼である。時計等を用いてロケットモータ燃焼終了
を検出し、ロケットモータ燃焼終了後のミサイル１運動
性の不足を補うために分離部分１３を爆発ボルト等を用
いて分離し、後翼４の面積を減らすことにより後翼４に
作用する空気力Ｆを減少させて、ミサイル１の重心まわ
りに作用するトルクを減少させ、迎角に対するミサイル
１の重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変化率を
ロケットモータ燃焼前の値に近付ける。なお、図２に示
す例では後翼の翼端を分離しているが、後翼の後縁等を
分離した場合も同じである。
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、１３は後翼４の一部分でロケットモータ燃焼後に分
離される部分、１４は後翼４から分離部分１３を分離後
の後翼である。時計等を用いてロケットモータ燃焼終了
を検出し、ロケットモータ燃焼終了後のミサイル１運動
性の不足を補うために分離部分１３を爆発ボルト等を用
いて分離し、後翼４の面積を減らすことにより後翼４に
作用する空気力Ｆを減少させて、ミサイル１の重心まわ
りに作用するトルクを減少させ、迎角に対するミサイル
１の重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変化率を
ロケットモータ燃焼前の値に近付ける。なお、図２に示
す例では後翼の翼端を分離しているが、後翼の後縁等を
分離した場合も同じである。
【００２３】実施例３．図３は、この発明の実施例３を
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１５は後翼
４の一部を胴体内に収納した後の後翼である。時計等を
用いてロケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモー
タ燃焼終了後のミサイル１の運動性の不足を補うために
後翼の一部を油圧装置などの駆動装置を用いて胴体内に
収納し、後翼４で発生する空気力を減少させることによ
り空気力の着力点を前方に移動し、ミサイル１に加わる
頭下げトルクを減少させることにより、迎角に対するミ
サイル１の重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変
化率をロケットモータ燃焼前の値に近付ける。
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１５は後翼
４の一部を胴体内に収納した後の後翼である。時計等を
用いてロケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモー
タ燃焼終了後のミサイル１の運動性の不足を補うために
後翼の一部を油圧装置などの駆動装置を用いて胴体内に
収納し、後翼４で発生する空気力を減少させることによ
り空気力の着力点を前方に移動し、ミサイル１に加わる
頭下げトルクを減少させることにより、迎角に対するミ
サイル１の重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変
化率をロケットモータ燃焼前の値に近付ける。
【００２４】実施例４．図４は、この発明の実施例４を
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１６は後翼
４を前方に移動した後の後翼である。時計等を用いてロ
ケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃焼終
了後のミサイル１の運動性の不足を補うために後翼を油
圧装置などの駆動装置を用いて機体前方に移動し、後翼
４で発生する空気力の着力点を前方に移動する事によ
り、後翼４で発生する空気力の影響で生じる頭下げトル
クを減少させることにより、迎角に対するミサイル１の
重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケ
ットモータ燃焼前の値に近付ける。
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１６は後翼
４を前方に移動した後の後翼である。時計等を用いてロ
ケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃焼終
了後のミサイル１の運動性の不足を補うために後翼を油
圧装置などの駆動装置を用いて機体前方に移動し、後翼
４で発生する空気力の着力点を前方に移動する事によ
り、後翼４で発生する空気力の影響で生じる頭下げトル
クを減少させることにより、迎角に対するミサイル１の
重心まわりの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケ
ットモータ燃焼前の値に近付ける。
【００２５】実施例５．図５は、この発明の実施例５を
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１７は前翼
３を前方に移動した後の前翼である。時計等を用いてロ
ケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃焼終
了後のミサイル１の運動性の不足を補うために前翼３を
油圧装置などの駆動装置を用いて機体前方に移動し、前
翼３で発生する空気力の影響で生じる頭下げトルクを増
加させることにより、迎角に対するミサイル１の重心ま
わりの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケットモ
ータ燃焼前の値に近付ける。
示すミサイル全体構成図であり、１はミサイル、２はミ
サイル１の胴体、３は胴体２の周方向に設けられた前
翼、４は胴体２の周方向に設けられた後翼、１７は前翼
３を前方に移動した後の前翼である。時計等を用いてロ
ケットモータ燃焼終了を検出し、ロケットモータ燃焼終
了後のミサイル１の運動性の不足を補うために前翼３を
油圧装置などの駆動装置を用いて機体前方に移動し、前
翼３で発生する空気力の影響で生じる頭下げトルクを増
加させることにより、迎角に対するミサイル１の重心ま
わりの回転トルクＭの迎角に対する変化率をロケットモ
ータ燃焼前の値に近付ける。
【００２６】
【発明の効果】以上のようにこの発明によれば、安定翼
の分離や後翼の一部分離や後翼の収納や翼の前方移動等
の手段により、ミサイルの重心がロケットモータ燃焼に
ともない前方に移動した場合に空気力の着力点を前方に
移動し、迎角に対する回転トルクＭの変化率を所定の値
にする事により、ミサイルの運動性を所定の値にする。
の分離や後翼の一部分離や後翼の収納や翼の前方移動等
の手段により、ミサイルの重心がロケットモータ燃焼に
ともない前方に移動した場合に空気力の着力点を前方に
移動し、迎角に対する回転トルクＭの変化率を所定の値
にする事により、ミサイルの運動性を所定の値にする。
【図１】図１はこの発明の実施例１のミサイル全体構成
図である。
図である。
【図２】図２はこの発明の実施例２のミサイル全体構成
図である。
図である。
【図３】図３はこの発明の実施例３のミサイル全体構成
図である。
図である。
【図４】図４はこの発明の実施例４のミサイル全体構成
図である。
図である。
【図５】図５はこの発明の実施例５のミサイル全体構成
図である。
図である。
【図６】図６は従来のミサイル１の構成図である。
【図７】図７はミサイルの動作を説明するための図であ
る。
る。
【図８】図８はこの発明の実施例の概念を説明するため
の図である。
の図である。
【図９】図９はミサイルの舵角と重心と空気力および回
転トルクの関係を示す図である。
転トルクの関係を示す図である。
１ ミサイル ２ 胴体 ３ 前翼 ４ 後翼 ５ ロケットモータ ６ ロケットモータ燃焼前のミサイル重心 ７ ロケットモータ燃焼後のミサイル重心 ８ 飛行方向 ９ 迎角 １０ 回転トルク １１ 空気力 １２ 安定翼 １３ 後翼の分離部分 １４ 分離後の後翼 １５ 胴体内に収納後の後翼 １６ 移動後の後翼 １７ 移動後の前翼 Ｆ 空気力 Ｍ 回転トルク Ｘ 距離
Claims (4)
- 【請求項１】 固体ロケットモータを推進装置とするミ
サイルにおいて、ミサイルの胴体の周方向に設けられた
前翼と、ミサイルの胴体の後部周方向に設けられた後翼
と、ミサイルの胴体の尾部に取り付けられた安定翼と、
ロケットモータの燃焼にともないミサイルの重心が前方
に移動したためにミサイルの運動性が低下した時期に前
記安定翼をミサイルから分離させる翼分離装置を設けた
ことを特徴とするミサイル。 - 【請求項２】 固体ロケットモータを推進装置とするミ
サイルにおいて、ミサイルの胴体の周方向に設けられた
前翼と、ミサイルの胴体の尾部に取り付けられた後翼
と、ロケットモータの燃焼にともないミサイルの重心が
前方に移動したためにミサイルの運動性が低下した時期
に前記後翼の一部を分離させる翼分離装置を設けたこと
を特徴とするミサイル。 - 【請求項３】 固体ロケットモータを推進装置とするミ
サイルにおいて、ミサイルの胴体の周方向に設けられた
前翼と、ミサイルの胴体の尾部に取り付けられた後翼
と、ロケットモータの燃焼にともないミサイルの重心が
前方に移動したためにミサイルの運動性が低下した時期
に前記後翼の一部を胴体内に収納させる翼の収納装置を
設けたことを特徴とするミサイル。 - 【請求項４】 固体ロケットモータを推進装置とするミ
サイルにおいて、ミサイルの胴体の周方向に設けられた
前翼と、ミサイルの胴体の尾部に取り付けられた後翼
と、ロケットモータの燃焼にともないミサイルの重心が
前方に移動したためにミサイルの運動性が低下した時期
に前記後翼又は前翼を機体前方に移動する翼の移動装置
を設けたことを特徴とするミサイル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3060092A JPH05231800A (ja) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | ミサイル |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3060092A JPH05231800A (ja) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | ミサイル |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05231800A true JPH05231800A (ja) | 1993-09-07 |
Family
ID=12308360
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3060092A Pending JPH05231800A (ja) | 1992-02-18 | 1992-02-18 | ミサイル |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05231800A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2279945A2 (en) | 2009-07-31 | 2011-02-02 | Mitsubishi Heavy Industries | Launching system and launching apparatus |
| JP2017206238A (ja) * | 2016-04-01 | 2017-11-24 | ロッキード マーティン コーポレイションＬｏｃｋｈｅｅｄ Ｍａｒｔｉｎ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | 航空機翼移動装置 |
-
1992
- 1992-02-18 JP JP3060092A patent/JPH05231800A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2279945A2 (en) | 2009-07-31 | 2011-02-02 | Mitsubishi Heavy Industries | Launching system and launching apparatus |
| US8262015B2 (en) | 2009-07-31 | 2012-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Launching system and launching apparatus |
| EP2746156A1 (en) | 2009-07-31 | 2014-06-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Launching system and launching apparatus |
| JP2017206238A (ja) * | 2016-04-01 | 2017-11-24 | ロッキード マーティン コーポレイションＬｏｃｋｈｅｅｄ Ｍａｒｔｉｎ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | 航空機翼移動装置 |
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