JPH1163900A - 飛しょう体 - Google Patents
飛しょう体Info
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- JPH1163900A JPH1163900A JP9223409A JP22340997A JPH1163900A JP H1163900 A JPH1163900 A JP H1163900A JP 9223409 A JP9223409 A JP 9223409A JP 22340997 A JP22340997 A JP 22340997A JP H1163900 A JPH1163900 A JP H1163900A
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- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 80
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 41
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 24
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 241000255925 Diptera Species 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階にお
いて、機体が加速しながら急旋回を行うときに、前記飛
しょう体の姿勢を安定に保つ。 【解決手段】 地上発射の飛しょう体１において、胴体
２後方に設けられた後翼３と、胴体２内部に設けられ、
後翼３の気流に対する迎え角を計測して後翼３の失速状
況を判断する計測器４と、胴体２先端に設けたノーズキ
ャップ５と、ノーズキャップ５の後端に設けた回転軸
と、ノーズキャップ５を回転軸６まわりに可動させ飛し
ょう体１の重心前方の垂直力を減少させるサーボ機構７
を備えたものである。
いて、機体が加速しながら急旋回を行うときに、前記飛
しょう体の姿勢を安定に保つ。 【解決手段】 地上発射の飛しょう体１において、胴体
２後方に設けられた後翼３と、胴体２内部に設けられ、
後翼３の気流に対する迎え角を計測して後翼３の失速状
況を判断する計測器４と、胴体２先端に設けたノーズキ
ャップ５と、ノーズキャップ５の後端に設けた回転軸
と、ノーズキャップ５を回転軸６まわりに可動させ飛し
ょう体１の重心前方の垂直力を減少させるサーボ機構７
を備えたものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、地対空ミサイル
あるいは地対地ミサイルなど地上から目標に向けて発射
される地上発射の飛しょう体に関する技術であり、さら
に詳しく述べると、前記地上発射の飛しょう体の後翼が
気流に対して大きな迎え角をとる誘導の初期段階におい
て、飛しょう体のトリム状態を維持させ、機体の姿勢を
安定に保つ飛しょう体を提案するものである。
あるいは地対地ミサイルなど地上から目標に向けて発射
される地上発射の飛しょう体に関する技術であり、さら
に詳しく述べると、前記地上発射の飛しょう体の後翼が
気流に対して大きな迎え角をとる誘導の初期段階におい
て、飛しょう体のトリム状態を維持させ、機体の姿勢を
安定に保つ飛しょう体を提案するものである。
【０００２】
【従来の技術】まず従来の地上発射の飛しょう体の技術
を図を用いて説明する。図１３は従来の飛しょう体の外
形図である。１は地上発射の飛しょう体、２は前記飛し
ょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後翼であり、アは
飛しょう体１の重心であり、イは前記後翼３の垂直力で
あり、ウは前記胴体２の垂直力である。飛しょう体１の
機体の姿勢が頭上げとなる方向を正とした場合の、飛し
ょう体１の重心アまわりのモーメントを数１のごとく表
わす。
を図を用いて説明する。図１３は従来の飛しょう体の外
形図である。１は地上発射の飛しょう体、２は前記飛し
ょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後翼であり、アは
飛しょう体１の重心であり、イは前記後翼３の垂直力で
あり、ウは前記胴体２の垂直力である。飛しょう体１の
機体の姿勢が頭上げとなる方向を正とした場合の、飛し
ょう体１の重心アまわりのモーメントを数１のごとく表
わす。
【０００３】
【数１】
【０００４】飛しょう体１の重心アまわりのモーメント
を数１のごとく表わすと、前記飛しょう体１の重心アま
わりのモーメントの大きさが零のとき飛しょう体１はト
リム状態にあり、飛しょう体１は安定に飛しょうする。
しかしながら、飛しょう体１の後翼３が気流に対して大
きな迎え角をとるときには、前記後翼３は失速するた
め、後翼３の垂直力イは大きく減少し、飛しょう体１の
重心アまわりで数２のごとき頭上げの方向に作用するモ
ーメントが発生する。
を数１のごとく表わすと、前記飛しょう体１の重心アま
わりのモーメントの大きさが零のとき飛しょう体１はト
リム状態にあり、飛しょう体１は安定に飛しょうする。
しかしながら、飛しょう体１の後翼３が気流に対して大
きな迎え角をとるときには、前記後翼３は失速するた
め、後翼３の垂直力イは大きく減少し、飛しょう体１の
重心アまわりで数２のごとき頭上げの方向に作用するモ
ーメントが発生する。
【０００５】
【数２】
【０００６】前記飛しょう体１の重心アまわりで頭上げ
の方向に作用するモーメントが発生することにより、飛
しょう体１はトリム状態を保てず、飛しょう体１の気流
に対する迎え角が急激に増加し、飛しょう体１の姿勢が
不安定になることがあった。
の方向に作用するモーメントが発生することにより、飛
しょう体１はトリム状態を保てず、飛しょう体１の気流
に対する迎え角が急激に増加し、飛しょう体１の姿勢が
不安定になることがあった。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】地上発射の飛しょう体
１の姿勢が不安定となる時期は、特に誘導の初期段階で
ある。地上発射の飛しょう体１は発射後まもなく目標追
尾のため機体の急旋回を行うが、このとき前記飛しょう
体１の操舵翼３は気流に対して大きい迎え角をとるた
め、前記後翼３は失速し、後翼３の垂直力イは大きく減
少し、飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作
用するモーメントが発生する。前記飛しょう体１の重心
アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは、飛し
ょう体１の気流に対する迎え角を急激に増加させ、飛し
ょう体１の姿勢が不安定となり、飛しょう体１の飛しょ
う性能に悪影響を与える等の課題があった。この発明は
地上発射の飛しょう体１の誘導の初期段階において、機
体が加速しながら急旋回を行うときに、前記飛しょう体
１の姿勢を安定に保つことを目的とする。
１の姿勢が不安定となる時期は、特に誘導の初期段階で
ある。地上発射の飛しょう体１は発射後まもなく目標追
尾のため機体の急旋回を行うが、このとき前記飛しょう
体１の操舵翼３は気流に対して大きい迎え角をとるた
め、前記後翼３は失速し、後翼３の垂直力イは大きく減
少し、飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作
用するモーメントが発生する。前記飛しょう体１の重心
アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは、飛し
ょう体１の気流に対する迎え角を急激に増加させ、飛し
ょう体１の姿勢が不安定となり、飛しょう体１の飛しょ
う性能に悪影響を与える等の課題があった。この発明は
地上発射の飛しょう体１の誘導の初期段階において、機
体が加速しながら急旋回を行うときに、前記飛しょう体
１の姿勢を安定に保つことを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょ
う体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設
けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流
に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計
測器と、胴体先端に設けられたノーズキャップと、前記
ノーズキャップの後端に設けられ、ノーズキャップの先
端部を上下方向に可動させる回転軸と、胴体内部に設け
られ、前記計測器により判断された後翼の失速時におい
てノーズキャップの先端部を上下方向に可動させ飛しょ
う体の重心前方の垂直力の大きさを変化させるサーボ機
構とを備えたものである。
う体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設
けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流
に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計
測器と、胴体先端に設けられたノーズキャップと、前記
ノーズキャップの後端に設けられ、ノーズキャップの先
端部を上下方向に可動させる回転軸と、胴体内部に設け
られ、前記計測器により判断された後翼の失速時におい
てノーズキャップの先端部を上下方向に可動させ飛しょ
う体の重心前方の垂直力の大きさを変化させるサーボ機
構とを備えたものである。
【０００９】また、第２の発明による飛しょう体は、地
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体前方に設けられた上下で非対称な形状をもつノーズ部
と、前記上下非対称なノーズ部の後端に設けられ、上下
非対称なノーズ部を機体のロール方向に回転させるベア
リングと、胴体内部に設けられ、前記計測器により判断
された後翼の失速時において上下非対称なノーズ部を機
体のロール方向に回転させ飛しょう体の重心前方の垂直
力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものであ
る。
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体前方に設けられた上下で非対称な形状をもつノーズ部
と、前記上下非対称なノーズ部の後端に設けられ、上下
非対称なノーズ部を機体のロール方向に回転させるベア
リングと、胴体内部に設けられ、前記計測器により判断
された後翼の失速時において上下非対称なノーズ部を機
体のロール方向に回転させ飛しょう体の重心前方の垂直
力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものであ
る。
【００１０】また、第３の発明による飛しょう体は、地
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体内部に設けられ、ロケットモータの燃焼器からの噴流
を推進方向以外に分岐させるバイパスと、胴体後方でか
つ胴体下面に設けられ、前記計測器により判断された後
翼の失速時において前記バイパスから噴流を噴出させる
噴出口と、胴体内部に設けられ、前記噴出口からの噴出
流量を調節して飛しょう体の重心後方の噴射による上向
きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたも
のである。
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体内部に設けられ、ロケットモータの燃焼器からの噴流
を推進方向以外に分岐させるバイパスと、胴体後方でか
つ胴体下面に設けられ、前記計測器により判断された後
翼の失速時において前記バイパスから噴流を噴出させる
噴出口と、胴体内部に設けられ、前記噴出口からの噴出
流量を調節して飛しょう体の重心後方の噴射による上向
きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたも
のである。
【００１１】また、第４の発明による飛しょう体は、地
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体内部に設けられ、ロケットモータの燃焼器からの噴流
を推進方向以外に分岐させるバイパスと、胴体前方でか
つ胴体上面に設けられ、前記計測器により判断された後
翼の失速時において前記バイパスから噴流を噴出させる
噴出口と、胴体内部に設けられ、前記噴出口からの噴出
流量を調節して飛しょう体の重心前方の噴射による下向
きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたも
のである。
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体内部に設けられ、ロケットモータの燃焼器からの噴流
を推進方向以外に分岐させるバイパスと、胴体前方でか
つ胴体上面に設けられ、前記計測器により判断された後
翼の失速時において前記バイパスから噴流を噴出させる
噴出口と、胴体内部に設けられ、前記噴出口からの噴出
流量を調節して飛しょう体の重心前方の噴射による下向
きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたも
のである。
【００１２】また、第５の発明による飛しょう体は、地
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体後方でかつ胴体下面に設けられたフラップと、前記フ
ラップの前方に設けられ、フラップを気流に対し正対す
る方向に展開させる回転軸と、胴体内部に設けられ、前
記計測器により判断された後翼の失速時においてフラッ
プを気流に対し正対する方向に展開させ飛しょう体の重
心後方のフラップにより発生する垂直力の大きさを変化
させるサーボ機構とを備えたものである。
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体後方でかつ胴体下面に設けられたフラップと、前記フ
ラップの前方に設けられ、フラップを気流に対し正対す
る方向に展開させる回転軸と、胴体内部に設けられ、前
記計測器により判断された後翼の失速時においてフラッ
プを気流に対し正対する方向に展開させ飛しょう体の重
心後方のフラップにより発生する垂直力の大きさを変化
させるサーボ機構とを備えたものである。
【００１３】また、第６の発明による飛しょう体は、地
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状の高揚力装置
と、胴体内部に設けられ、前記計測器により判断された
後翼の失速時において胴体側面の突起状の高揚力装置を
収納させ飛しょう体の重心前方の垂直力の大きさを変化
させるサーボ機構とを備えたものである。
上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後
翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎
え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴
体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状の高揚力装置
と、胴体内部に設けられ、前記計測器により判断された
後翼の失速時において胴体側面の突起状の高揚力装置を
収納させ飛しょう体の重心前方の垂直力の大きさを変化
させるサーボ機構とを備えたものである。
【００１４】
実施の形態１．図１はこの発明の実施の形態１を示す構
成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛し
ょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３
の気流に対する迎え角の計測器、５は胴体２の先端に設
けたノーズキャップ、６はノーズキャップ５の後端に設
けた回転軸、７は回転軸６を可動させるサーボ機構であ
り、アは飛しょう体１の重心、エはノーズキャップ５に
より発生する垂直力である。図２はこの発明の実施の形
態１を示す部分構成図であり、図において１は図１と同
じ飛しょう体、１は図１と同じ胴体、３は図１と同じ後
翼、５は図１と同じノーズキャップ、６は図１と同じ回
転軸、７は図１と同じサーボ機構であり、アは図１と同
じ飛しょう体１の重心、エは図１と同じノーズキャップ
５により発生する垂直力である。
成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛し
ょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３
の気流に対する迎え角の計測器、５は胴体２の先端に設
けたノーズキャップ、６はノーズキャップ５の後端に設
けた回転軸、７は回転軸６を可動させるサーボ機構であ
り、アは飛しょう体１の重心、エはノーズキャップ５に
より発生する垂直力である。図２はこの発明の実施の形
態１を示す部分構成図であり、図において１は図１と同
じ飛しょう体、１は図１と同じ胴体、３は図１と同じ後
翼、５は図１と同じノーズキャップ、６は図１と同じ回
転軸、７は図１と同じサーボ機構であり、アは図１と同
じ飛しょう体１の重心、エは図１と同じノーズキャップ
５により発生する垂直力である。
【００１５】図１において、飛しょう体１の後翼３が失
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなることを計測器４により検出したときに、胴体
２の先端に設けたノーズキャップ５を回転軸６まわりに
サーボ機構７により図２のごとく下方に回転させ、ノー
ズキャップ５の見かけ上の気流に対する迎え角を減少さ
せることによりノーズキャップ５により発生する垂直力
エを減少させる。前記垂直力エの着力点は飛しょう体１
の重心アより前方にあたるため、飛しょう体１の重心ア
まわりで頭上げの方向に作用するモーメントが減少し、
飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和におい
ては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させ
る。さらに数３のごとく飛しょう体１の重心アまわりの
モーメントの総和が零になるように、拡張翼５の拡張の
度合いをサーボ機構７により調節する。
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなることを計測器４により検出したときに、胴体
２の先端に設けたノーズキャップ５を回転軸６まわりに
サーボ機構７により図２のごとく下方に回転させ、ノー
ズキャップ５の見かけ上の気流に対する迎え角を減少さ
せることによりノーズキャップ５により発生する垂直力
エを減少させる。前記垂直力エの着力点は飛しょう体１
の重心アより前方にあたるため、飛しょう体１の重心ア
まわりで頭上げの方向に作用するモーメントが減少し、
飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和におい
ては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させ
る。さらに数３のごとく飛しょう体１の重心アまわりの
モーメントの総和が零になるように、拡張翼５の拡張の
度合いをサーボ機構７により調節する。
【００１６】
【数３】
【００１７】数３のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７によりノーズキャップ５を
もとの位置に戻す。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７によりノーズキャップ５を
もとの位置に戻す。
【００１８】実施の形態２．図３はこの発明の実施の形
態２を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後
翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、８は胴
体前方に設けた上下非対称なノーズ部、９は上下非対称
なノーズ部８を機体のロール方向に回転させるベアリン
グ、７は上下非対称なノーズ部８をベアリング９まわり
に回転させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重
心、オは上下非対称なノーズ部８の垂直力である。図４
はこの発明の実施の形態２を示す部分構成図であり、図
において１は図３と同じ飛しょう体、２は図３と同じ胴
体、８は図３と同じ上下非対称なノーズ部、９は図３と
同じベアリング、７は図３と同じサーボ機構であり、ア
は図３と同じ飛しょう体１の重心、オは図３と同じ上下
非対称なノーズ部８の垂直力である。
態２を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後
翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、８は胴
体前方に設けた上下非対称なノーズ部、９は上下非対称
なノーズ部８を機体のロール方向に回転させるベアリン
グ、７は上下非対称なノーズ部８をベアリング９まわり
に回転させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重
心、オは上下非対称なノーズ部８の垂直力である。図４
はこの発明の実施の形態２を示す部分構成図であり、図
において１は図３と同じ飛しょう体、２は図３と同じ胴
体、８は図３と同じ上下非対称なノーズ部、９は図３と
同じベアリング、７は図３と同じサーボ機構であり、ア
は図３と同じ飛しょう体１の重心、オは図３と同じ上下
非対称なノーズ部８の垂直力である。
【００１９】図３において、飛しょう体１の後翼３が失
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴
体２前方に設けられた上下で非対称な形状をもつノーズ
部８をサーボ機構７により図４のごとくベアリング９ま
わりに機体のロール方向に回転させ、上下非対称なノー
ズ部８の下面から上面にかけて発生していた渦の大きさ
を小さくして上下非対称なノーズ部８上面の圧力を増加
させることにより上下非対称なノーズ部８で発生してい
た垂直力オを減少させる。前記垂直力オの着力点は飛し
ょう体１の重心アより前方にあるため、前記垂直力オが
与える飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作
用するモーメントは減少し、飛しょう体１の重心アまわ
りのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用
するモーメントを軽減させる。さらに数４のごとく飛し
ょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になる
ように、上下非対称なノーズ部８の機体ロール方向の位
置をサーボ機構７により調節する。
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴
体２前方に設けられた上下で非対称な形状をもつノーズ
部８をサーボ機構７により図４のごとくベアリング９ま
わりに機体のロール方向に回転させ、上下非対称なノー
ズ部８の下面から上面にかけて発生していた渦の大きさ
を小さくして上下非対称なノーズ部８上面の圧力を増加
させることにより上下非対称なノーズ部８で発生してい
た垂直力オを減少させる。前記垂直力オの着力点は飛し
ょう体１の重心アより前方にあるため、前記垂直力オが
与える飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作
用するモーメントは減少し、飛しょう体１の重心アまわ
りのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用
するモーメントを軽減させる。さらに数４のごとく飛し
ょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になる
ように、上下非対称なノーズ部８の機体ロール方向の位
置をサーボ機構７により調節する。
【００２０】
【数４】
【００２１】数４のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により上下非対称なノーズ
部８をもとの位置に戻す。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により上下非対称なノーズ
部８をもとの位置に戻す。
【００２２】実施の形態３．図５はこの発明の実施の形
態３を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
０は胴体内部に設けられロケットモータの燃焼器からの
噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス、１１は胴体
後方でかつ胴体下面に設けられ、計測器４により判断さ
れた後翼３の失速時において前記バイパス１０から噴流
を噴出させる噴出口、７は胴体内部に設けられ、前記噴
出口１１からの噴出流量を調節するサーボ機構であり、
アは飛しょう体１の重心である。図６はこの発明の実施
の形態３を示す部分構成図であり、図において１は図５
と同じ飛しょう体、２は図５と同じ胴体、３は図５と同
じ後翼、１０は図５と同じバイパス、１１は図５と同じ
噴出口、７は図５と同じサーボ機構であり、アは図５と
同じ飛しょう体１の重心、カは噴出口１１からの噴流、
キは噴流カによる推力である。
態３を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
０は胴体内部に設けられロケットモータの燃焼器からの
噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス、１１は胴体
後方でかつ胴体下面に設けられ、計測器４により判断さ
れた後翼３の失速時において前記バイパス１０から噴流
を噴出させる噴出口、７は胴体内部に設けられ、前記噴
出口１１からの噴出流量を調節するサーボ機構であり、
アは飛しょう体１の重心である。図６はこの発明の実施
の形態３を示す部分構成図であり、図において１は図５
と同じ飛しょう体、２は図５と同じ胴体、３は図５と同
じ後翼、１０は図５と同じバイパス、１１は図５と同じ
噴出口、７は図５と同じサーボ機構であり、アは図５と
同じ飛しょう体１の重心、カは噴出口１１からの噴流、
キは噴流カによる推力である。
【００２３】図５において、飛しょう体１の後翼３が失
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、飛
しょう体１のロケットモータの燃焼器からの噴流を図６
のごとくバイパス１０を通して胴体後方でかつ胴体下面
に設けた噴出口１１から噴出させる。噴出口１１からの
噴流カは飛しょう体１の重心アより後方で上向きの推力
キを発生するため、前記推力キは飛しょう体１の重心ア
まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを発生さ
せ、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和に
おいては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減さ
せる。さらに数５のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和が零になるように、噴出口１１から
の噴流カの流量をサーボ機構７により調節する。
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、飛
しょう体１のロケットモータの燃焼器からの噴流を図６
のごとくバイパス１０を通して胴体後方でかつ胴体下面
に設けた噴出口１１から噴出させる。噴出口１１からの
噴流カは飛しょう体１の重心アより後方で上向きの推力
キを発生するため、前記推力キは飛しょう体１の重心ア
まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを発生さ
せ、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和に
おいては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減さ
せる。さらに数５のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和が零になるように、噴出口１１から
の噴流カの流量をサーボ機構７により調節する。
【００２４】
【数５】
【００２５】数５のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により噴出口１１からの噴
流カの噴出を停止する。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により噴出口１１からの噴
流カの噴出を停止する。
【００２６】実施の形態４．図７はこの発明の実施の形
態３を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
０は胴体内部に設けられロケットモータの燃焼器からの
噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス、１１は胴体
先方でかつ胴体上面に設けられ、計測器４により判断さ
れた後翼３の失速時において前記バイパス１０から噴流
を噴出させる噴出口、７は胴体内部に設けられ、前記噴
出口１１からの噴出流量を調節するサーボ機構であり、
アは飛しょう体１の重心である。図８はこの発明の実施
の形態４を示す部分構成図であり、図において１は図７
と同じ飛しょう体、２は図７と同じ胴体、３は図７と同
じ後翼、１０は図７と同じバイパス、１１は図７と同じ
噴出口、７は図７と同じサーボ機構であり、アは図７と
同じ飛しょう体１の重心、カは噴出口１１からの噴流、
キは噴流カによる推力である。
態３を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
０は胴体内部に設けられロケットモータの燃焼器からの
噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス、１１は胴体
先方でかつ胴体上面に設けられ、計測器４により判断さ
れた後翼３の失速時において前記バイパス１０から噴流
を噴出させる噴出口、７は胴体内部に設けられ、前記噴
出口１１からの噴出流量を調節するサーボ機構であり、
アは飛しょう体１の重心である。図８はこの発明の実施
の形態４を示す部分構成図であり、図において１は図７
と同じ飛しょう体、２は図７と同じ胴体、３は図７と同
じ後翼、１０は図７と同じバイパス、１１は図７と同じ
噴出口、７は図７と同じサーボ機構であり、アは図７と
同じ飛しょう体１の重心、カは噴出口１１からの噴流、
キは噴流カによる推力である。
【００２７】図７において、飛しょう体１の後翼３が失
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、飛
しょう体１のロケットモータの燃焼器からの噴流を図８
のごとくバイパス１０を通して胴体前方でかつ胴体上面
に設けた噴出口１１から噴出させる。噴出口１１からの
噴流カは飛しょう体１の重心アより前方で下向きの推力
キを発生するため、前記推力キは飛しょう体１の重心ア
まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを発生さ
せ、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和に
おいては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減さ
せる。さらに数６のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和が零になるように、噴出口１１から
の噴流カの流量をサーボ機構７により調節する。
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαmax より
大きくなったことを計測器４により検出したときに、飛
しょう体１のロケットモータの燃焼器からの噴流を図８
のごとくバイパス１０を通して胴体前方でかつ胴体上面
に設けた噴出口１１から噴出させる。噴出口１１からの
噴流カは飛しょう体１の重心アより前方で下向きの推力
キを発生するため、前記推力キは飛しょう体１の重心ア
まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを発生さ
せ、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和に
おいては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減さ
せる。さらに数６のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和が零になるように、噴出口１１から
の噴流カの流量をサーボ機構７により調節する。
【００２８】
【数６】
【００２９】数６のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により噴出口１１からの噴
流カの噴出を停止する。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により噴出口１１からの噴
流カの噴出を停止する。
【００３０】実施の形態５．図９はこの発明の実施の形
態５を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
２は胴体後方でかつ胴体下面に設けたフラップ、６はフ
ラップ１２の前方に設けられた回転軸、７は胴体内部に
設けられ、フラップ１２を回転軸６まわりで気流に対し
正対する方向に展開させるサーボ機構であり、アは飛し
ょう体１の重心である。図１０はこの発明の実施の形態
５を示す部分構成図であり、図において１は図９と同じ
飛しょう体、２は図９と同じ胴体、３は図９と同じ後
翼、１２は図９と同じフラップ、６は図９と同じ回転
軸、７は図９と同じサーボ機構であり、アは図９と同じ
飛しょう体１の重心、クはフラップ１２により発生する
垂直力である。
態５を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器、１
２は胴体後方でかつ胴体下面に設けたフラップ、６はフ
ラップ１２の前方に設けられた回転軸、７は胴体内部に
設けられ、フラップ１２を回転軸６まわりで気流に対し
正対する方向に展開させるサーボ機構であり、アは飛し
ょう体１の重心である。図１０はこの発明の実施の形態
５を示す部分構成図であり、図において１は図９と同じ
飛しょう体、２は図９と同じ胴体、３は図９と同じ後
翼、１２は図９と同じフラップ、６は図９と同じ回転
軸、７は図９と同じサーボ機構であり、アは図９と同じ
飛しょう体１の重心、クはフラップ１２により発生する
垂直力である。
【００３１】図９において、飛しょう体１の後翼３が失
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がαma x
より大きくなったことを計測器４により検出したとき
に、胴体後方でかつ胴体下面に設けたフラップ１２を図
１０のごとくサーボ機構７により回転軸６まわりで気流
に対し正対させる方向に展開させ、フラップ１２により
新たな垂直力キを発生させる。前記垂直力キの着力点は
飛しょう体１の重心アより後方にあるため、飛しょう体
１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメント
が発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの
総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを
軽減させる。さらに数７のごとく飛しょう体１の重心ア
まわりのモーメントの総和が零になるように、フラップ
１２の展開の度合いをサーボ機構７により調節する。
速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモ
ーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流
に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１の
発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４に
より計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がαma x
より大きくなったことを計測器４により検出したとき
に、胴体後方でかつ胴体下面に設けたフラップ１２を図
１０のごとくサーボ機構７により回転軸６まわりで気流
に対し正対させる方向に展開させ、フラップ１２により
新たな垂直力キを発生させる。前記垂直力キの着力点は
飛しょう体１の重心アより後方にあるため、飛しょう体
１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメント
が発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの
総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを
軽減させる。さらに数７のごとく飛しょう体１の重心ア
まわりのモーメントの総和が零になるように、フラップ
１２の展開の度合いをサーボ機構７により調節する。
【００３２】
【数７】
【００３３】数７のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７によりフラップ１２を展開
前の状態に戻す。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７によりフラップ１２を展開
前の状態に戻す。
【００３４】実施の形態６．図１１はこの発明の実施の
形態６を示す構成図であり、図において１は飛しょう
体、２は前記飛しょう体１の胴体、３は飛しょう体１の
後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であ
り、１３は胴体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状
の高揚力装置、７は高揚力装置１３を収納させるサーボ
機構であり、アは飛しょう体１の重心であり、ケは高揚
力装置１３により生じる渦流である。図１２はこの発明
の実施の形態６を示す部分構成図であり、図において１
は図１１と同じ飛しょう体、２は図１１と同じ胴体、３
は図１１と同じ後翼、１３は図１１と同じ突起状の高揚
力装置、７は図１１と同じサーボ機構であり、アは図１
１と同じ飛しょう体１の重心である。
形態６を示す構成図であり、図において１は飛しょう
体、２は前記飛しょう体１の胴体、３は飛しょう体１の
後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であ
り、１３は胴体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状
の高揚力装置、７は高揚力装置１３を収納させるサーボ
機構であり、アは飛しょう体１の重心であり、ケは高揚
力装置１３により生じる渦流である。図１２はこの発明
の実施の形態６を示す部分構成図であり、図において１
は図１１と同じ飛しょう体、２は図１１と同じ胴体、３
は図１１と同じ後翼、１３は図１１と同じ突起状の高揚
力装置、７は図１１と同じサーボ機構であり、アは図１
１と同じ飛しょう体１の重心である。
【００３５】図１１において、飛しょう体１の後翼３が
失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりの
モーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気
流に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１
の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４
により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
max より大きくなったことを計測器４により検出したと
きに、胴体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状の高
揚力装置１３を図１２のごとくサーボ機構７により収納
させ、高揚力装置１３で発生していた渦流ケを消失させ
る。前記渦流ケは胴体上面の圧力を低下させ近傍の垂直
力を増加させる作用があったため、渦流ケを消失させる
ことによりその近傍である前部胴体の垂直力は減少し、
飛しょう体１の重心アより前方の垂直力が減少すること
により、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総
和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽
減させる。さらに数８のごとく飛しょう体１の重心アま
わりのモーメントの総和が零になるように、高揚力装置
１３の突起の度合いをサーボ機構７により調節する。
失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりの
モーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気
流に対する迎え角αmax を設定しておき、飛しょう体１
の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４
により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
max より大きくなったことを計測器４により検出したと
きに、胴体前方でかつ胴体側面に設けられた突起状の高
揚力装置１３を図１２のごとくサーボ機構７により収納
させ、高揚力装置１３で発生していた渦流ケを消失させ
る。前記渦流ケは胴体上面の圧力を低下させ近傍の垂直
力を増加させる作用があったため、渦流ケを消失させる
ことによりその近傍である前部胴体の垂直力は減少し、
飛しょう体１の重心アより前方の垂直力が減少すること
により、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総
和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽
減させる。さらに数８のごとく飛しょう体１の重心アま
わりのモーメントの総和が零になるように、高揚力装置
１３の突起の度合いをサーボ機構７により調節する。
【００３６】
【数８】
【００３７】数８のごとく飛しょう体１の重心アまわり
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により突起状の高揚力装置
１３をもとのとおりに突起させる。
のモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体
１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の
姿勢は安定化される。その後、後翼３の気流に対する迎
え角がαmax より小さくなったことを計測器４により検
出したときに、サーボ機構７により突起状の高揚力装置
１３をもとのとおりに突起させる。
【００３８】
【発明の効果】第１の発明によれば、地上発射の飛しょ
う体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵
翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう
体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメントを
一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモーメン
トの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状
態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保
つことができる。
う体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵
翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう
体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメントを
一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモーメン
トの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状
態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保
つことができる。
【００３９】また、第２の発明によれば、地上発射の飛
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメン
トを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメン
トを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
【００４０】また、第３の発明によれば、地上発射の飛
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
【００４１】また、第４の発明によれば、地上発射の飛
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
【００４２】また、第５の発明によれば、地上発射の飛
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメン
トを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
【００４３】また、第６の発明によれば、地上発射の飛
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメン
トを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の
操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛し
ょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメン
トを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモー
メントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリ
ム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定
に保つことができる。
【図１】 この発明の実施の形態１を示す構成図であ
る。
る。
【図２】 この発明の実施の形態１を示す部分構成図で
ある。
ある。
【図３】 この発明の実施の形態２を示す構成図であ
る。
る。
【図４】 この発明の実施の形態２を示す部分構成図で
ある。
ある。
【図５】 この発明の実施の形態３を示す構成図であ
る。
る。
【図６】 この発明の実施の形態３を示す部分構成図で
ある。
ある。
【図７】 この発明の実施の形態４を示す構成図であ
る。
る。
【図８】 この発明の実施の形態４を示す部分構成図で
ある。
ある。
【図９】 この発明の実施の形態５を示す構成図であ
る。
る。
【図１０】 この発明の実施の形態５を示す部分構成図
である。
である。
【図１１】 この発明の実施の形態６を示す構成図であ
る。
る。
【図１２】 この発明の実施の形態６を示す部分構成図
である。
である。
【図１３】 従来の地上発射の飛しょう体の外形図であ
る。
る。
１ 飛しょう体、２ 胴体、３ 操舵翼、４ 後翼３の
気流に対する迎え角の計測器、５ ノーズキャップ、６
回転軸、７ サーボ機構、８ 上下非対称なノーズ
部、９ ベアリング、１０ バイパス、１１ 噴出口、
１２ フラップ、１３ 突起状の高揚力装置。
気流に対する迎え角の計測器、５ ノーズキャップ、６
回転軸、７ サーボ機構、８ 上下非対称なノーズ
部、９ ベアリング、１０ バイパス、１１ 噴出口、
１２ フラップ、１３ 突起状の高揚力装置。
Claims (6)
- 【請求項１】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体先端に設けられたノーズキャップ
と、前記ノーズキャップの後端に設けられ、ノーズキャ
ップの先端部を上下方向に可動させる回転軸と、胴体内
部に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速
時においてノーズキャップの先端部を上下方向に可動さ
せ飛しょう体の重心前方の垂直力の大きさを変化させる
サーボ機構とを備えたことを特徴とする飛しょう体。 - 【請求項２】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体前方に設けられた上下で非対称な形
状をもつノーズ部と、前記上下非対称なノーズ部の後端
に設けられ、上下非対称なノーズ部を機体のロール方向
に回転させるベアリングと、胴体内部に設けられ、前記
計測器により判断された後翼の失速時において上下非対
称なノーズ部を機体のロール方向に回転させ飛しょう体
の重心前方の垂直力の大きさを変化させるサーボ機構と
を備えたことを特徴とする飛しょう体。 - 【請求項３】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体内部に設けられ、ロケットモータの
燃焼器からの噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス
と、胴体後方でかつ胴体下面に設けられ、前記計測器に
より判断された後翼の失速時において前記バイパスから
噴流を噴出させる噴出口と、胴体内部に設けられ、前記
噴出口からの噴出流量を調節して飛しょう体の重心後方
の噴射による上向きの推力の大きさを変化させるサーボ
機構とを備えたことを特徴とする飛しょう体。 - 【請求項４】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体内部に設けられ、ロケットモータの
燃焼器からの噴流を推進方向以外に分岐させるバイパス
と、胴体前方でかつ胴体上面に設けられ、前記計測器に
より判断された後翼の失速時において前記バイパスから
噴流を噴出させる噴出口と、胴体内部に設けられ、前記
噴出口からの噴出流量を調節して飛しょう体の重心前方
の噴射による下向きの推力の大きさを変化させるサーボ
機構とを備えたことを特徴とする飛しょう体。 - 【請求項５】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体後方でかつ胴体下面に設けられたフ
ラップと、前記フラップの前方に設けられ、フラップを
気流に対し正対する方向に展開させる回転軸と、胴体内
部に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速
時においてフラップを気流に対し正対する方向に展開さ
せ飛しょう体の重心後方のフラップにより発生する垂直
力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたことを特
徴とする飛しょう体。 - 【請求項６】 地上発射の飛しょう体において、胴体後
方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼
の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断
する計測器と、胴体前方でかつ胴体側面に設けられた突
起状の高揚力装置と、胴体内部に設けられ、前記計測器
により判断された後翼の失速時において胴体側面の突起
状の高揚力装置を収納させ飛しょう体の重心前方の垂直
力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたことを特
徴とする飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9223409A JPH1163900A (ja) | 1997-08-20 | 1997-08-20 | 飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9223409A JPH1163900A (ja) | 1997-08-20 | 1997-08-20 | 飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1163900A true JPH1163900A (ja) | 1999-03-05 |
Family
ID=16797700
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9223409A Pending JPH1163900A (ja) | 1997-08-20 | 1997-08-20 | 飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1163900A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007333321A (ja) * | 2006-06-15 | 2007-12-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 水中航走体 |
| CN109029158A (zh) * | 2018-08-30 | 2018-12-18 | 南京理工大学 | 一种基于弹头不对称性的可控防爆弹 |
-
1997
- 1997-08-20 JP JP9223409A patent/JPH1163900A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007333321A (ja) * | 2006-06-15 | 2007-12-27 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 水中航走体 |
| CN109029158A (zh) * | 2018-08-30 | 2018-12-18 | 南京理工大学 | 一种基于弹头不对称性的可控防爆弹 |
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