JPH085296A - 飛しょう体 - Google Patents
飛しょう体Info
- Publication number
- JPH085296A JPH085296A JP14189794A JP14189794A JPH085296A JP H085296 A JPH085296 A JP H085296A JP 14189794 A JP14189794 A JP 14189794A JP 14189794 A JP14189794 A JP 14189794A JP H085296 A JPH085296 A JP H085296A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- steering
- jet
- injection nozzle
- flying body
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 操舵翼とサイドスラスタの2つの姿勢制御装
置をもつ飛しょう体において、サイドスラスタの噴流の
噴出により生じる渦流と飛しょう体の翼との空力干渉を
低減し、サイドスラスタの作動状況によらずに安定性、
運動性の良い飛しょう体を得る。 【構成】 飛しょう体1の操舵翼2の翼面にサイドスラ
スタの噴射ノズル3を設ける。 【効果】 飛しょう体1において、サイドスラスタの噴
射ノズル3を操舵翼2の翼端に配置することにより噴射
ノズル3より噴流5を噴出した際に生じる渦流6と安定
翼4との空力干渉を低減することができ、飛しょう体1
の安定性及び運動性能の向上が図れる。
置をもつ飛しょう体において、サイドスラスタの噴流の
噴出により生じる渦流と飛しょう体の翼との空力干渉を
低減し、サイドスラスタの作動状況によらずに安定性、
運動性の良い飛しょう体を得る。 【構成】 飛しょう体1の操舵翼2の翼面にサイドスラ
スタの噴射ノズル3を設ける。 【効果】 飛しょう体1において、サイドスラスタの噴
射ノズル3を操舵翼2の翼端に配置することにより噴射
ノズル3より噴流5を噴出した際に生じる渦流6と安定
翼4との空力干渉を低減することができ、飛しょう体1
の安定性及び運動性能の向上が図れる。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、操舵翼とサイドスラス
タの姿勢制御装置をもち、操舵翼の翼端面にサイドスラ
スタの噴射ノズルを有する飛しょう体に関するものであ
る。
タの姿勢制御装置をもち、操舵翼の翼端面にサイドスラ
スタの噴射ノズルを有する飛しょう体に関するものであ
る。
【0002】
【従来の技術】従来のミサイル等の飛しょう体には、2
つの姿勢制御方式があり、1つは操舵翼を可動させるこ
とによって発生する空気力により姿勢制御を行う空力的
制御方式であり、もう1つは飛しょう体の周方向に設け
た噴射ノズルより噴流を噴出することによって得る反力
を利用して姿勢制御を行うサイドスラスタ制御方式の2
つの方式である。この2つの制御方式の違いは応答性に
あり、伝達関数で表現すると、「UN NOUVEAU
CONCEPT DE PILOTAGEDES
MISSILES APPLICATION AUX
SOL−AIR」(G.SELINCE著 AGARD
LS n°135,1984)にもあるように表現上
は同じとなるが次の式で表される。
つの姿勢制御方式があり、1つは操舵翼を可動させるこ
とによって発生する空気力により姿勢制御を行う空力的
制御方式であり、もう1つは飛しょう体の周方向に設け
た噴射ノズルより噴流を噴出することによって得る反力
を利用して姿勢制御を行うサイドスラスタ制御方式の2
つの方式である。この2つの制御方式の違いは応答性に
あり、伝達関数で表現すると、「UN NOUVEAU
CONCEPT DE PILOTAGEDES
MISSILES APPLICATION AUX
SOL−AIR」(G.SELINCE著 AGARD
LS n°135,1984)にもあるように表現上
は同じとなるが次の式で表される。
【0003】
【数1】
【0004】数1において、サイドスラスタ制御方式は
A≒0となり、空力的制御方式ではAは高度と共に増加
し、マッハ数と共に減少する。このため、サイドスラス
タ制御方式は空力的制御方式に比べて非常に速い応答性
を有する。
A≒0となり、空力的制御方式ではAは高度と共に増加
し、マッハ数と共に減少する。このため、サイドスラス
タ制御方式は空力的制御方式に比べて非常に速い応答性
を有する。
【0005】空力的制御方式の対空ミサイル等の飛しょ
う体は時定数が大きいため、高速飛行し高機動力を有す
る目標には対処できないことから、空力的制御方式に加
えて応答時間の短いサイドスラスタ制御方式を併用する
飛しょう体がある。一例を示すと、図9は空力的姿勢制
御方式とサイドスラスタ制御方式を併用する飛しょう体
の構成図であり、1は飛しょう体、2は飛しょう体1の
頭部側に対を成す翼を組みとして配置した操舵翼、3は
操舵翼2の後方に4つ設けられると共に1対づつが正反
対の関係に配置されたサイドスラスタの噴射ノズル、4
は飛しょう体1の尾部側に配置された安定翼、5は噴射
ノズル3より噴射された噴流、6は噴射ノズル3より噴
流5を噴出する際に噴出ノズル3付近より発生する渦流
である。図10は前記飛しょう体1の頭部側に対を成す
操舵翼2を配置し、操舵翼2の前方に、サイドスラスタ
の噴射ノズル3を配置し、飛しょう体1の尾部側に安定
翼4を配置したものであり、5は噴射ノズル3より噴射
された噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴出する際
に噴射ノズル3付近より発生する渦流である。図11及
び図12は、飛しょう体1を頭部側より見た時の操舵翼
2の動作方向を示す図である。図13はサイドスラスタ
制御装置の構成図であり、3は噴射ノズル、8は噴射ノ
ズル3より噴流として噴射するガスを発生するガス発生
器、9はガス発生器8と噴射ノズル3とを連結する配管
である。
う体は時定数が大きいため、高速飛行し高機動力を有す
る目標には対処できないことから、空力的制御方式に加
えて応答時間の短いサイドスラスタ制御方式を併用する
飛しょう体がある。一例を示すと、図9は空力的姿勢制
御方式とサイドスラスタ制御方式を併用する飛しょう体
の構成図であり、1は飛しょう体、2は飛しょう体1の
頭部側に対を成す翼を組みとして配置した操舵翼、3は
操舵翼2の後方に4つ設けられると共に1対づつが正反
対の関係に配置されたサイドスラスタの噴射ノズル、4
は飛しょう体1の尾部側に配置された安定翼、5は噴射
ノズル3より噴射された噴流、6は噴射ノズル3より噴
流5を噴出する際に噴出ノズル3付近より発生する渦流
である。図10は前記飛しょう体1の頭部側に対を成す
操舵翼2を配置し、操舵翼2の前方に、サイドスラスタ
の噴射ノズル3を配置し、飛しょう体1の尾部側に安定
翼4を配置したものであり、5は噴射ノズル3より噴射
された噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴出する際
に噴射ノズル3付近より発生する渦流である。図11及
び図12は、飛しょう体1を頭部側より見た時の操舵翼
2の動作方向を示す図である。図13はサイドスラスタ
制御装置の構成図であり、3は噴射ノズル、8は噴射ノ
ズル3より噴流として噴射するガスを発生するガス発生
器、9はガス発生器8と噴射ノズル3とを連結する配管
である。
【0006】飛しょう体1は空間に機体のロール姿勢を
安定化して飛行し、大きい旋回力を必要とする場合には
操舵翼2を使用し翼または飛しょう体胴体に発生する空
気力により旋回する。操舵翼2の動作方向は、ピッチ方
向に旋回する場合は、図11に示すように操舵翼2b及
び2dの一組の翼を上下に可動させることによって飛し
ょう体1の姿勢を変化させてピッチ方向に旋回する。同
様に、ヨー方向に旋回する場合は、図12に示すように
操舵翼2a及び2cの一組の翼を左右に可動させること
によって飛しょう体1の姿勢を変化させてヨー方向に旋
回する。旋回力は小さいが、速い応答性を必要とする場
合にはガス発生器8より発生したガスをサイドスラスタ
の噴射ノズル3より噴流5として噴出し、噴流5の反力
を用いて旋回する。また、大きな旋回力と旋回時の横加
速度の応答性の両方が要求される場合は、空力的制御と
サイドスラスタ制御を同時に行う。
安定化して飛行し、大きい旋回力を必要とする場合には
操舵翼2を使用し翼または飛しょう体胴体に発生する空
気力により旋回する。操舵翼2の動作方向は、ピッチ方
向に旋回する場合は、図11に示すように操舵翼2b及
び2dの一組の翼を上下に可動させることによって飛し
ょう体1の姿勢を変化させてピッチ方向に旋回する。同
様に、ヨー方向に旋回する場合は、図12に示すように
操舵翼2a及び2cの一組の翼を左右に可動させること
によって飛しょう体1の姿勢を変化させてヨー方向に旋
回する。旋回力は小さいが、速い応答性を必要とする場
合にはガス発生器8より発生したガスをサイドスラスタ
の噴射ノズル3より噴流5として噴出し、噴流5の反力
を用いて旋回する。また、大きな旋回力と旋回時の横加
速度の応答性の両方が要求される場合は、空力的制御と
サイドスラスタ制御を同時に行う。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】従来の操舵翼2を可動
させることによって発生する空気力により姿勢制御を行
う空力的制御装置と噴射ノズル3より噴流を噴出すると
きの反力を利用して姿勢制御を行うサイドスラスタ制御
装置の2つの制御装置をもつ飛しょう体1では、サイド
スラスタの噴射ノズル3から噴流5を噴射すると、噴流
5が飛しょう体1まわりの気流に対して障害物となり気
流を遮断するため、噴射ノズル3に近い領域で噴流5を
はさんで前方の気流が加圧され後方気流は減圧されるた
めに圧力差が生じ噴射ノズル3付近で渦流6が発生す
る。この渦流6は飛しょう体1に沿って後方に流れてい
き安定翼4にあたる。渦流6が安定翼4にあたると、安
定翼4の翼面の速度分布が変化するために圧力分布も変
化する。翼面の圧力分布が変化すると安定翼4の翼面に
働く力の均衡がくずれると同時に、安定翼4の相互に働
く力の均衡もくずれるためにピッチまたはヨー方向への
トルクが生じ、このトルクによって飛しょう体1にピッ
チまたはヨー方向の回転運動が加わり、飛しょう体1の
姿勢が不安定となるため所定の応答が得られないという
課題があった。
させることによって発生する空気力により姿勢制御を行
う空力的制御装置と噴射ノズル3より噴流を噴出すると
きの反力を利用して姿勢制御を行うサイドスラスタ制御
装置の2つの制御装置をもつ飛しょう体1では、サイド
スラスタの噴射ノズル3から噴流5を噴射すると、噴流
5が飛しょう体1まわりの気流に対して障害物となり気
流を遮断するため、噴射ノズル3に近い領域で噴流5を
はさんで前方の気流が加圧され後方気流は減圧されるた
めに圧力差が生じ噴射ノズル3付近で渦流6が発生す
る。この渦流6は飛しょう体1に沿って後方に流れてい
き安定翼4にあたる。渦流6が安定翼4にあたると、安
定翼4の翼面の速度分布が変化するために圧力分布も変
化する。翼面の圧力分布が変化すると安定翼4の翼面に
働く力の均衡がくずれると同時に、安定翼4の相互に働
く力の均衡もくずれるためにピッチまたはヨー方向への
トルクが生じ、このトルクによって飛しょう体1にピッ
チまたはヨー方向の回転運動が加わり、飛しょう体1の
姿勢が不安定となるため所定の応答が得られないという
課題があった。
【0008】さらに、図10のように、操舵翼2の前に
サイドスラスタの噴射ノズル3がある場合、サイドスラ
スタの噴射ノズル3より噴流5を噴出するときに発生す
る渦流5が操舵翼2と干渉し、操舵翼2の翼面の圧力分
布が変化し翼面に働く力の均衡がくずれ、同時に操舵翼
2の相互に働く力の均衡もくずれるために所定の操舵力
が得られないという課題があった。
サイドスラスタの噴射ノズル3がある場合、サイドスラ
スタの噴射ノズル3より噴流5を噴出するときに発生す
る渦流5が操舵翼2と干渉し、操舵翼2の翼面の圧力分
布が変化し翼面に働く力の均衡がくずれ、同時に操舵翼
2の相互に働く力の均衡もくずれるために所定の操舵力
が得られないという課題があった。
【0009】この発明は上記問題点を解決するためにな
されたもので、サイドスラスタの噴射ノズル3より噴流
5を噴出したときに噴射ノズル3付近で発生する渦流6
と安定翼4、及び操舵翼2との空力干渉を抑え、サイド
スラスタの作動状況によらず安定性、操縦性の良い飛し
ょう体を得ることを目的としている。
されたもので、サイドスラスタの噴射ノズル3より噴流
5を噴出したときに噴射ノズル3付近で発生する渦流6
と安定翼4、及び操舵翼2との空力干渉を抑え、サイド
スラスタの作動状況によらず安定性、操縦性の良い飛し
ょう体を得ることを目的としている。
【0010】
【課題を解決するための手段】この発明に係る飛しょう
体においては、操舵翼を可動させることによって発生す
る空気力により姿勢制御を行う空力的姿勢制御装置と、
飛しょう体の周方向に噴射ノズルを有し噴射ノズルより
噴流を噴出する際の反力を利用して姿勢制御を行うサイ
ドスラスタ制御装置の制御装置をもち、操舵翼の翼端面
にサイドスラスタの噴射ノズルを取り付けたものであ
る。
体においては、操舵翼を可動させることによって発生す
る空気力により姿勢制御を行う空力的姿勢制御装置と、
飛しょう体の周方向に噴射ノズルを有し噴射ノズルより
噴流を噴出する際の反力を利用して姿勢制御を行うサイ
ドスラスタ制御装置の制御装置をもち、操舵翼の翼端面
にサイドスラスタの噴射ノズルを取り付けたものであ
る。
【0011】また、この発明に係る飛しょう体において
は、操舵翼翼端面にある噴射ノズルを操舵翼翼端面の中
心付近に設けたものである。
は、操舵翼翼端面にある噴射ノズルを操舵翼翼端面の中
心付近に設けたものである。
【0012】さらに、この発明に係る飛しょう体におい
ては、操舵翼翼端面にある噴射ノズルからの噴流の噴出
による操舵翼翼面の圧力分布の変化を低減するために操
舵翼翼端面の後縁近傍に噴射ノズルの位置を設けたもの
である。
ては、操舵翼翼端面にある噴射ノズルからの噴流の噴出
による操舵翼翼面の圧力分布の変化を低減するために操
舵翼翼端面の後縁近傍に噴射ノズルの位置を設けたもの
である。
【0013】また、この発明に係る飛しょう体において
は、操舵翼翼端面にある噴射ノズルからの噴流の噴出に
より発生する渦流と操舵翼との空力干渉を避けるために
操舵翼翼端面に整流板を設けたものである。
は、操舵翼翼端面にある噴射ノズルからの噴流の噴出に
より発生する渦流と操舵翼との空力干渉を避けるために
操舵翼翼端面に整流板を設けたものである。
【0014】
【作用】上記のように構成された飛しょう体において
は、サイドスラスタの噴射ノズルを操舵翼翼端面に取り
付けることにより、噴射ノズルより噴流を噴出した際に
生じる渦流が飛しょう体より離れて後方に流れていくた
め、飛しょう体尾部側にある安定翼への空力干渉を低減
することができ、飛しょう体の安定性及び操縦性能の向
上と旋回性能の向上を図ることができる。
は、サイドスラスタの噴射ノズルを操舵翼翼端面に取り
付けることにより、噴射ノズルより噴流を噴出した際に
生じる渦流が飛しょう体より離れて後方に流れていくた
め、飛しょう体尾部側にある安定翼への空力干渉を低減
することができ、飛しょう体の安定性及び操縦性能の向
上と旋回性能の向上を図ることができる。
【0015】この飛しょう体においては、操舵翼翼端面
にあったサイドスラスタの噴射ノズルを操舵翼翼端面の
中心付近に取り付けることにより、噴射ノズルの口径を
大きくすることができ、サイドスラスタの出力を大きく
することができる。
にあったサイドスラスタの噴射ノズルを操舵翼翼端面の
中心付近に取り付けることにより、噴射ノズルの口径を
大きくすることができ、サイドスラスタの出力を大きく
することができる。
【0016】さらに、サイドスラスタの噴射ノズルを操
舵翼翼端面の後縁近傍に取り付けることにより、噴射ノ
ズルより噴流を噴出した時に噴射ノズル付近に生じる渦
流の操舵翼翼端付近の翼面上の圧力分布への影響を低減
することができ、飛しょう体の安定性、操縦性の向上を
図ることができる。
舵翼翼端面の後縁近傍に取り付けることにより、噴射ノ
ズルより噴流を噴出した時に噴射ノズル付近に生じる渦
流の操舵翼翼端付近の翼面上の圧力分布への影響を低減
することができ、飛しょう体の安定性、操縦性の向上を
図ることができる。
【0017】また、操舵翼翼端面に整流板を取り付ける
ことにより、サイドスラスタを使用しても噴射ノズルよ
り噴流を噴出したときに発生する渦流と操舵翼翼面上の
圧力分布への影響を避けることができ、飛しょう体の安
定性の向上を図ることができる。
ことにより、サイドスラスタを使用しても噴射ノズルよ
り噴流を噴出したときに発生する渦流と操舵翼翼面上の
圧力分布への影響を避けることができ、飛しょう体の安
定性の向上を図ることができる。
【0018】
実施例1.図1は、この発明の一実施例を示す飛しょう
体の構成図であり、1は飛しょう体、2は飛しょう体1
の頭部側のまわりに十字形に配置された操舵翼、3はサ
イドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側
のまわりに十字形に配置された安定翼、5は噴射ノズル
3より噴出する噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出する際に発生する渦流である。
体の構成図であり、1は飛しょう体、2は飛しょう体1
の頭部側のまわりに十字形に配置された操舵翼、3はサ
イドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側
のまわりに十字形に配置された安定翼、5は噴射ノズル
3より噴出する噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出する際に発生する渦流である。
【0019】上記のように構成された飛しょう体1にお
いて、サイドスラスタを使用した場合、すなわち操舵翼
2の翼端面にある噴射ノズル3より噴流5を噴出する
と、噴出した噴流5が噴射ノズル3付近における飛しょ
う体1まわりの気流に対し障害物となるため気流が遮ら
れ、噴流5の前方の気流は加圧され噴流5の後方の気流
は減圧されるために圧力差が生じ、噴射ノズル3付近に
渦流6が発生する。この渦流6は飛しょう体1の後方に
流れていくが、噴射ノズル3が操舵翼2の翼端面にある
ために飛しょう体1より離れて流れていく。よって安定
翼4に渦流6がかからないので、安定翼4の翼面の圧力
分布変化が抑えられ、翼面に働く力の均衡を保て、同時
に安定翼4の相互に働く力の均衡も保つことができる。
故に、サイドスラスタを使用しても飛しょう体1は空力
的安定性が保つことができ、さらに操舵翼とサイドスラ
スタを使用することによって旋回性能の向上が図れる。
いて、サイドスラスタを使用した場合、すなわち操舵翼
2の翼端面にある噴射ノズル3より噴流5を噴出する
と、噴出した噴流5が噴射ノズル3付近における飛しょ
う体1まわりの気流に対し障害物となるため気流が遮ら
れ、噴流5の前方の気流は加圧され噴流5の後方の気流
は減圧されるために圧力差が生じ、噴射ノズル3付近に
渦流6が発生する。この渦流6は飛しょう体1の後方に
流れていくが、噴射ノズル3が操舵翼2の翼端面にある
ために飛しょう体1より離れて流れていく。よって安定
翼4に渦流6がかからないので、安定翼4の翼面の圧力
分布変化が抑えられ、翼面に働く力の均衡を保て、同時
に安定翼4の相互に働く力の均衡も保つことができる。
故に、サイドスラスタを使用しても飛しょう体1は空力
的安定性が保つことができ、さらに操舵翼とサイドスラ
スタを使用することによって旋回性能の向上が図れる。
【0020】なお、操舵翼2の翼幅は、操舵翼2と安定
翼4の空力干渉を避けるため、及び所望の性能を得るた
めに安定翼4の翼幅より長く取るのが一般的である。
翼4の空力干渉を避けるため、及び所望の性能を得るた
めに安定翼4の翼幅より長く取るのが一般的である。
【0021】また、サイドスラスタの噴射ノズル3は飛
しょう体1のまわりに十字型に配置された操舵翼2の全
てに取り付けなくてもよく、飛しょう体1に対して対を
成す一組の操舵翼2にだけ取り付けてもよい。この場
合、サイドスラスタはピッチまたはヨー方向のどちらか
一方向のみ姿勢制御できる。サイドスラスタでピッチ及
びヨーの両方向の姿勢制御を行う場合には、飛しょう体
1を旋転させることにより噴射ノズル3をピッチ及びヨ
ー方向に向けることが可能となり、これによりピッチ方
向だけでなく、ヨー方向の姿勢制御も可能になる。
しょう体1のまわりに十字型に配置された操舵翼2の全
てに取り付けなくてもよく、飛しょう体1に対して対を
成す一組の操舵翼2にだけ取り付けてもよい。この場
合、サイドスラスタはピッチまたはヨー方向のどちらか
一方向のみ姿勢制御できる。サイドスラスタでピッチ及
びヨーの両方向の姿勢制御を行う場合には、飛しょう体
1を旋転させることにより噴射ノズル3をピッチ及びヨ
ー方向に向けることが可能となり、これによりピッチ方
向だけでなく、ヨー方向の姿勢制御も可能になる。
【0022】実施例2.図2は、この発明の実施例2を
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼面の後縁付近に配置されたサイ
ドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側の
まわりに十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3
より噴出される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出することにより発生する渦流である。図3は操舵翼2
の翼端の拡大図であり、噴射ノズル3は操舵翼2の翼端
面の中心付近にある。
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼面の後縁付近に配置されたサイ
ドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側の
まわりに十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3
より噴出される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出することにより発生する渦流である。図3は操舵翼2
の翼端の拡大図であり、噴射ノズル3は操舵翼2の翼端
面の中心付近にある。
【0023】上記のように構成された飛しょう体1にお
いて、操舵翼2の翼端面の中心付近にある噴射ノズル3
より噴流5を噴出すると、噴出した噴流5が噴射ノズル
3付近における飛しょう体1まわりの気流に対し障害物
となるため気流が遮られ、噴流5の前方の気流は加圧さ
れ噴流5の後方の気流は減圧されるために圧力差が生
じ、噴射ノズル3付近に渦流6が発生する。この渦流6
は飛しょう体1の後方に流れていくが、噴射ノズル3が
操舵翼2の翼端面にあるために飛しょう体1より離れて
流れていく。よって安定翼4に渦流6がかからないの
で、安定翼4の翼面の圧力分布変化が抑えられ、翼面に
働く力の均衡を保て、同時に安定翼4の相互に働く力の
均衡も保つことができる。故に、サイドスラスタを使用
しても飛しょう体1は空力的安定性が保つことができ、
さらに操舵翼とサイドスラスタを使用することによって
旋回性能の向上が図れる。
いて、操舵翼2の翼端面の中心付近にある噴射ノズル3
より噴流5を噴出すると、噴出した噴流5が噴射ノズル
3付近における飛しょう体1まわりの気流に対し障害物
となるため気流が遮られ、噴流5の前方の気流は加圧さ
れ噴流5の後方の気流は減圧されるために圧力差が生
じ、噴射ノズル3付近に渦流6が発生する。この渦流6
は飛しょう体1の後方に流れていくが、噴射ノズル3が
操舵翼2の翼端面にあるために飛しょう体1より離れて
流れていく。よって安定翼4に渦流6がかからないの
で、安定翼4の翼面の圧力分布変化が抑えられ、翼面に
働く力の均衡を保て、同時に安定翼4の相互に働く力の
均衡も保つことができる。故に、サイドスラスタを使用
しても飛しょう体1は空力的安定性が保つことができ、
さらに操舵翼とサイドスラスタを使用することによって
旋回性能の向上が図れる。
【0024】また、図3のように翼は中心付近が最も厚
くなる構造をしているため、噴射ノズル3を操舵翼2の
翼端面の中心付近に取り付けることで噴射ノズル3の口
径を大きくすることができるので、サイドスラスタの出
力を大きくすることができる。
くなる構造をしているため、噴射ノズル3を操舵翼2の
翼端面の中心付近に取り付けることで噴射ノズル3の口
径を大きくすることができるので、サイドスラスタの出
力を大きくすることができる。
【0025】実施例3.図4は、この発明の実施例2を
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼面の後縁付近に配置されたサイ
ドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側の
まわりに十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3
より噴出される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出することにより発生する渦流である。図5は操舵翼2
の翼端の拡大図であり、噴射ノズル3は操舵翼2の翼端
面の後縁付近にある。図6はサイドスラスタを使用しな
いときの操舵翼2の翼面の圧力分布であり、一般に流速
Vの一様な流れの中に置かれた翼は翼の上面に沿う流速
が下面より大きく、速度の大きい所は小さい所に比べて
圧力が低くなるので翼まわりの圧力分布は図6のように
なる。
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼面の後縁付近に配置されたサイ
ドスラスタの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側の
まわりに十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3
より噴出される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴
出することにより発生する渦流である。図5は操舵翼2
の翼端の拡大図であり、噴射ノズル3は操舵翼2の翼端
面の後縁付近にある。図6はサイドスラスタを使用しな
いときの操舵翼2の翼面の圧力分布であり、一般に流速
Vの一様な流れの中に置かれた翼は翼の上面に沿う流速
が下面より大きく、速度の大きい所は小さい所に比べて
圧力が低くなるので翼まわりの圧力分布は図6のように
なる。
【0026】図6において、サイドスラスタを使用しな
い時の操舵翼2にかかる圧力は操舵翼2の前縁付近から
最大翼厚付近が大きく、後縁にいくほど小さくなる。サ
イドスラスタの噴射ノズル3を操舵翼2の翼端面の後縁
近傍に取り付けると、噴射ノズル3より噴流5を噴出し
た際に生じる渦流の影響は操舵翼2の翼面の圧力分布の
低いところに主に作用し、操舵翼2の前縁から最大抑圧
付近への影響は少ないことから翼の効率の低下は噴射ノ
ズル3を操舵翼2の翼端面の中心付近に取り付けた時に
比べてわずかである。故に、飛しょう体1はサイドスラ
スタと操舵翼を同時に使用しても、安定性、操縦性能の
向上を図ることができる。
い時の操舵翼2にかかる圧力は操舵翼2の前縁付近から
最大翼厚付近が大きく、後縁にいくほど小さくなる。サ
イドスラスタの噴射ノズル3を操舵翼2の翼端面の後縁
近傍に取り付けると、噴射ノズル3より噴流5を噴出し
た際に生じる渦流の影響は操舵翼2の翼面の圧力分布の
低いところに主に作用し、操舵翼2の前縁から最大抑圧
付近への影響は少ないことから翼の効率の低下は噴射ノ
ズル3を操舵翼2の翼端面の中心付近に取り付けた時に
比べてわずかである。故に、飛しょう体1はサイドスラ
スタと操舵翼を同時に使用しても、安定性、操縦性能の
向上を図ることができる。
【0027】実施例4.図7は、この発明の実施例3を
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼端面に配置されたサイドスラス
タの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側のまわりに
十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3より噴出
される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴出するこ
とにより発生する渦流、7は操舵翼2の翼端面に取り付
けられた整流板であり、整流板7の材質は操舵翼2と同
一であればよい。図8は、操舵翼2の拡大図である。
示す飛しょう体の構成図であり、1は飛しょう体、2は
飛しょう体1の頭部側のまわりに十字型に配置された操
舵翼、3は操舵翼2の翼端面に配置されたサイドスラス
タの噴射ノズル、4は飛しょう体1の尾部側のまわりに
十字型に配置された安定翼、5は噴射ノズル3より噴出
される噴流、6は噴射ノズル3より噴流5を噴出するこ
とにより発生する渦流、7は操舵翼2の翼端面に取り付
けられた整流板であり、整流板7の材質は操舵翼2と同
一であればよい。図8は、操舵翼2の拡大図である。
【0028】図8において、整流板7は操舵翼2の翼端
面に垂直に取り付けるが、この時、噴射ノズル3は覆わ
ないようにする。整流板7の形状はできるだけ空気抵抗
が少ないようにする。例えば、aは、操舵翼2の翼端に
おける翼弦と同じくらいの長さにとり、bは飛しょう体
1の胴径以下になるようにしてもよい。
面に垂直に取り付けるが、この時、噴射ノズル3は覆わ
ないようにする。整流板7の形状はできるだけ空気抵抗
が少ないようにする。例えば、aは、操舵翼2の翼端に
おける翼弦と同じくらいの長さにとり、bは飛しょう体
1の胴径以下になるようにしてもよい。
【0029】図8において、操舵翼2の翼端面にある噴
射ノズル3より、噴流5を噴出すると、噴射ノズル3付
近より渦流6が発生する。整流板7は渦流6の操舵翼2
の翼面への回り込みを妨げる。このため、操舵翼2の翼
面への空力干渉を防止することができるため、翼の効率
を低下させることがなくなる。したがって、サイドスラ
スタの作動状況に係わらず飛しょう体の姿勢安定性を保
つことができ、かつ、飛しょう体の操縦性、旋回性能の
向上を図ることができる。
射ノズル3より、噴流5を噴出すると、噴射ノズル3付
近より渦流6が発生する。整流板7は渦流6の操舵翼2
の翼面への回り込みを妨げる。このため、操舵翼2の翼
面への空力干渉を防止することができるため、翼の効率
を低下させることがなくなる。したがって、サイドスラ
スタの作動状況に係わらず飛しょう体の姿勢安定性を保
つことができ、かつ、飛しょう体の操縦性、旋回性能の
向上を図ることができる。
【0030】
【発明の効果】以上のように本発明は、操舵翼翼端面に
サイドスラスタの噴射ノズルを取り付けるようにしたの
で、噴射ノズルからの噴流の噴出により発生する渦流と
安定翼との空力干渉を低減することができ、サイドスラ
スタを使用しても飛しょう体の姿勢安定性を保つことが
でき、かつ、飛しょう体の操縦性、旋回性を向上させる
ことができる。
サイドスラスタの噴射ノズルを取り付けるようにしたの
で、噴射ノズルからの噴流の噴出により発生する渦流と
安定翼との空力干渉を低減することができ、サイドスラ
スタを使用しても飛しょう体の姿勢安定性を保つことが
でき、かつ、飛しょう体の操縦性、旋回性を向上させる
ことができる。
【0031】また、本発明は、サイドスラスタの噴射ノ
ズルを操舵翼翼端面の中心付近に取り付けるようにした
ので、噴射ノズルの口径を大きくすることができ、サイ
ドスラスタの出力を大きくすることができる。
ズルを操舵翼翼端面の中心付近に取り付けるようにした
ので、噴射ノズルの口径を大きくすることができ、サイ
ドスラスタの出力を大きくすることができる。
【0032】さらに、本発明は、サイドスラスタの噴射
ノズルを操舵翼翼端面の後縁近傍に取り付けるようにし
たので、噴射ノズルからの噴流の噴出によって生じる操
舵翼翼面の圧力分布の変化を低減することができ、サイ
ドスラスタと操舵翼を同時に使用しても飛しょう体の姿
勢安定性を保つことができる。
ノズルを操舵翼翼端面の後縁近傍に取り付けるようにし
たので、噴射ノズルからの噴流の噴出によって生じる操
舵翼翼面の圧力分布の変化を低減することができ、サイ
ドスラスタと操舵翼を同時に使用しても飛しょう体の姿
勢安定性を保つことができる。
【0033】また、本発明は、操舵翼翼端面に整流板を
取り付けたので、噴射ノズルからの噴流の噴出によって
発生する渦流と操舵翼との空力干渉を避けることがで
き、サイドスラスタの作動状況に係わらず飛しょう体の
姿勢安定性を保つことができ、なおかつ、飛しょう体の
操縦性、旋回性能を向上する。
取り付けたので、噴射ノズルからの噴流の噴出によって
発生する渦流と操舵翼との空力干渉を避けることがで
き、サイドスラスタの作動状況に係わらず飛しょう体の
姿勢安定性を保つことができ、なおかつ、飛しょう体の
操縦性、旋回性能を向上する。
【図1】 図1はこの発明の実施例1を示す構成図であ
る。
る。
【図2】 図2はこの発明の実施例2を示す構成図であ
る。
る。
【図3】 図3はこの発明の実施例2の操舵翼の拡大図
である。
である。
【図4】 図4はこの発明の実施例3を示す構成図であ
る。
る。
【図5】 図5はこの発明の実施例3の操舵翼の拡大図
である。
である。
【図6】 図6は操舵翼翼面の圧力分布図である。
【図7】 図7はこの発明の実施例4を示す構成図であ
る。
る。
【図8】 図8はこの発明の実施例4の操舵翼の拡大図
である。
である。
【図9】 図9は従来の飛しょう体を示す構成図であ
る。
る。
【図10】 図10は従来の飛しょう体を示す構成図で
ある。
ある。
【図11】 図11は従来の飛しょう体の操舵翼の可動
方向を示す図である。
方向を示す図である。
【図12】 図12は従来の飛しょう体の操舵翼の可動
方向を示す図である。
方向を示す図である。
【図13】 図13はサイドスラスタ制御装置の構成図
である。
である。
1 飛しょう体、2 操舵翼、3 サイドスラスタの噴
射ノズル、4 安定翼、5 噴流、6 渦流、7 整流
板、8 ガス発生器、9 配管。
射ノズル、4 安定翼、5 噴流、6 渦流、7 整流
板、8 ガス発生器、9 配管。
Claims (4)
- 【請求項1】 操舵翼を作動させることによって発生す
る空気力により姿勢制御を行う空力的制御装置と、噴射
ノズルより噴流を噴出する際の反力を利用して姿勢制御
を行うサイドスラスタ制御装置をもつ、飛しょう体にお
いて、前記飛しょう体本体のまわりに対を成す翼を組と
して配置された操舵翼と、前記操舵翼の翼端面に設けら
れたサイドスラスタの噴射ノズルとを有することを特徴
とする飛しょう体。 - 【請求項2】 噴射ノズルは操舵翼翼端面の中心付近に
有することを特徴とする請求項第1項記載の飛しょう
体。 - 【請求項3】 噴射ノズルは操舵翼翼端面の後縁近傍に
有することを特徴とする請求項第1項記載の飛しょう
体。 - 【請求項4】 操舵翼翼端面に整流板を設け、その整流
板にサイドスラスタの噴射ノズルを有することを特徴と
する請求項第1項記載の飛しょう体。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP14189794A JPH085296A (ja) | 1994-06-23 | 1994-06-23 | 飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP14189794A JPH085296A (ja) | 1994-06-23 | 1994-06-23 | 飛しょう体 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH085296A true JPH085296A (ja) | 1996-01-12 |
Family
ID=15302714
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP14189794A Pending JPH085296A (ja) | 1994-06-23 | 1994-06-23 | 飛しょう体 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH085296A (ja) |
-
1994
- 1994-06-23 JP JP14189794A patent/JPH085296A/ja active Pending
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7628356B2 (en) | Yaw control device for a nozzle having a rectangular outlet section | |
US6098923A (en) | Aircraft structure to improve directional stability | |
US4200252A (en) | Helicopter antitorque system using circulation control | |
US5094411A (en) | Control configured vortex flaps | |
US7104498B2 (en) | Channel-wing system for thrust deflection and force/moment generation | |
US4896846A (en) | Superagile tactical fighter aircraft and method of flying it in supernormal flight | |
CA2031283C (en) | Spoiler torque controlled supersonic missile | |
US20090026283A1 (en) | Thrust vectoring system and method | |
USRE35387E (en) | Superfragile tactical fighter aircraft and method of flying it in supernormal flight | |
US5201829A (en) | Flight control device to provide directional control | |
US6752351B2 (en) | Low mass flow reaction jet | |
JP2009257629A (ja) | サイドスラスタ装置 | |
US5050819A (en) | Rotatable non-circular forebody flow controller | |
JPH085296A (ja) | 飛しょう体 | |
US6681561B2 (en) | Outlet device for a jet engine | |
JP2005155953A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
US4236684A (en) | Thrust augmented spin recovery device | |
JP2647497B2 (ja) | 飛しよう体の姿勢制御装置 | |
JP2008164246A (ja) | サイドスラスタ装置 | |
JP3010165B1 (ja) | 誘導飛しょう体 | |
JP2001174198A (ja) | 誘導飛しょう体 | |
JPH06147799A (ja) | ミサイル | |
JPH04306500A (ja) | 高旋回飛しょう体 | |
JPH04316997A (ja) | 飛しょう体の減速操舵装置 | |
JPH09257398A (ja) | 飛しょう体 |