JPS6259195A

JPS6259195A - 有人飛行装置

Info

Publication number: JPS6259195A
Application number: JP61201942A
Authority: JP
Inventors: マーシャル　ジェイ．コルベット
Original assignee: Grumman Aerospace Corp
Current assignee: Grumman Corp
Priority date: 1985-09-05
Filing date: 1986-08-29
Publication date: 1987-03-14
Also published as: US4703905A; EP0217507A1

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】（産業上の利用分野）本発明は宇宙飛行装置、特に有人飛行装置に関づるもの
である。

（従来の技術）従来、多岐目的にわたる宇宙へのロケット飛行において
、地球に向けて１段ブースタロケットを１１１１脱させ
ることなく、地上又はどんな傾斜角を持つ軌道にある宇
宙基地からも速やかに、例えば１時間位の間に離陸でき
る宇宙飛行機と同じ性質を有する宇宙機に対する需要が
ある。そのような宇宙機は、又地球の軌道面から高く傾
斜した軌道からあらかじめ選ばれた範囲内にある低軌道
及び地上へ導かれる必要があった。

このような宇宙機を設計する上で最ら困難なことは、大
気圏再突入時において安定性と操縦の制御性を得るため
に必要とされる翼構造に対する要求事項である。もちろ
んこのような翼構造は大気圏外での宇宙飛行においては
余分な付加１ｆｆｉが加わるという意味で不利なことで
ある。

有人宇宙機が軍事利用の分野に採用された場合において
は、レーダー手段を収納する構造物がしばしば該宇宙機
の外面に設けられるよう要求されていることがある。こ
のことはその材料が大気圏再突入時の極端に高い温度に
耐えねばならないという意味において主要な技術的課題
を提供している。

１９７０年１０Ｊ］２０日付けでスベンサージ」ニア達
に対し発行されたアメリカ合衆国特許第３５３４９２４
号は可変平面形状を有する有人軌道飛行装置を公開して
おり、その内容は極超音速においては補助画を収納位置
に折り畳むことにより空気力学的に効率良く前記飛行装
置の上昇する形状を保持することができ、又低速におい
ては前記補助画は揚力と、揚力と抗力との比と、前記飛
行装置の安定特性とを必要に応じて改善するために屈曲
角を変化できるように補助旋回翼が採用されているもの
であった。

（発明が解決しようとり°る問題点）前記従来の有人飛行装置においては、それ収面の技術を
さらに一歩前進させたものであったが、レーダー手段（
レーダードーム）の高温環境下における課題を解決する
ものではなかった。さらにスペンサージュニア達の発明
による飛行装置の構造は補助画の平均空力中心が該飛行
装置の重心と同一直線上にないという問題点があり、こ
のことが最適の安定特性を悪化さ１ＩＣいた。

（発明の目的）本発明の目的は、従来の技術を改良した有人飛行装置、
例えば宇宙飛行機の構造を提供しようとするものである
。

（問題点を解決するための手段）本発明は前記目的を達成するため、第１の発明は、重心
がその中に設けられた胴体と、展開時に前進角を持つ位
置を雑持できるようにその後端で胴体に夫々旋回可能に
連結され、かつ飛行装置の安定性を増すため、夫々の翼
の平均空力中心と飛行装置の重心とが横軸方向の一直線
上に位置して展開される複数の翼とを備えたことを特徴
とする。

父祖２の発明は、中心がその中に設けられた胴体と、展
開時に前進角を持つ位置を維持ｅきるようにその後端を
胴体に夫々旋回可能に連結され、飛行装置の安定性を増
すため、夫々の翼の平均空力中心と飛行装置の重心とが
横軸方向の一直線上にあるように展開される複数の翼と
、該翼が収納位置にあるとき、過度の熱から保護される
ように少なくとも一方の翼の前方部分の内側に設けられ
たレーダー手段と、前記胴体に設けられ該飛行装置の重
心とその中心が一致する回転式武器発射装置とを備えた
ことを特徴とする。

（作用）木彫１の発明によれば、翼が胴体に対して前進角を持つ
位置に展開する際、夫々の翼が平均空力中心と有人飛行
装置の中心とが横軸方向の一直線上に存在することにな
る。父祖２の発明によれば、レーダー手段（レーダード
ーム）を展開可能な翼の前面部に設けたので、該レーダ
ー手段は収納された状態では胴体の内側になり、展開さ
れた状態では操作に適した位置に置かれる。更に展開翼
の平均空力中心の位置と前記有人飛行装置の重心と回転
式武器発射装置の中心とが同一直線上に存在することに
なる。

（実施例）第１図乃至第３図は本発明の一実施例を示す。

即ち１０は本発明の有人飛行装置を示す。該飛行装置１
０の胴体１３は操ＩＩ室１４の前方に段けられた円錐型
頭部１２を含むようにｆｆＪＱされている。

軸１８に旋回可能に軸支されている引込式着陸装置１６
は引出された位置が示されており、引込められた位置は
符号２０として図示されている。前記飛行装置１０は宇
宙空１？ｉｌ並びに大気圏再突入時において操ｔｉ１′
！＃るものであるため後者のためにエンジンが備えられ
ている。この点からターボジェットエンジンが好適なも
のとして採用されており符号２３に示１位置に設けられ
ている。供試されるターボジェットエンジンの典型的な
型式は、ゼネラルエレクトリックカンパニーによつＵ　
製Ｆｉされている種々のターボジェットエンジンの中に
含まれている。空気吸入口２４は前記飛行装置１０の尾
翼部２２に設けられている。可動安定板２６と５４とは
大気中を操縦する間の安定性を得るために設けられてい
る。又胴体１３の表面からは垂直安定板２８が延設され
ており、胴体１３の後部下方には腹部垂直安定板３０が
設けられ、必要に応じて展開可能なように符号３１にて
胴体１３にヒンジ接続されている。前記飛行装Ｎ１０の
後部には主着陸装置３２が引込み可能に設けられており
、符号３２は引出し位ａに下げられた位置を示し、符＠
３４に示す位置に上昇させて収納される。

本発明は張出材を備えた自転車式着陸装置を含む図示し
ない方法での応用が可能である。

本発明の大きな特徴は、２つの旋回可能に取付けられた
前進翼３６に関するものであり、該翼３６は通常は周囲
の胴体１３と一致した引込み位置に設けられている。前
記飛行装置１０は該翼３６を引込めた位置にて宇宙空間
に向かって飛行し、大気圏再突入の直後に該舅３６は第
２図及び第３図に示すように展開されるので該飛行装置
１０は巧みに操縦することができ宇宙から再着地できる
のである。

第３図で明らかなようにレーダーのアンテナ５１は翼３
６の前端部に設けられているため、宇宙空間から大気圏
への再突入の間、高温に晒されるという問題点はなくな
るのである。このことは前記彎３６が収納された位置に
あるときにはレーダーのアンテナ５１は胴体１３により
保護されるようになっているという事実による。一方前
記飛行装δ１０が大気圏に入りそのＷ３６を展開した後
には、該飛行装置１０はスピードを落とすためにそのよ
うな高温状態はもはや存在しない。採用されているレー
ダー手段の型式はコンフォーマルアレイ型のレーダーで
、この型のレーダーはアメリカ合衆国特許第４３３６５
４３号を含めて現在の譲受人に発行されているいくつか
の米国特許の中で扱われている。

本発明の特別の利点は第３図に示すように展ｍ１された
２つの翼３６の平均空力中心３７と重心３９とが同−白
線−トに位置しＣいることである。

第２図によって明らかなように、梁部材４４は構造上の
強度部材として黄の長さ方向（横方向）に延設されてい
る。第１図に示す軸４０を中心に関連するＷ３６が第３
図に示１ように収納位置から前方向に傾斜した位置にま
で展開可能に設けられている。第１図及び第３図には翼
３６の外側端部４２が示されている。

第１図及び第３図には本発明の軍用としての応用例が示
されている。一般に符号４６に示されろような回転式発
射装置が飛行Ｓ置１０の中央部に設けられている。多数
のミサイル４８は該飛行装置１０の軸に対して並列状態
に設番ノられている。

そしてミサイル４８が発射状態にある間、回転式発射装
置４６は該飛行装置１０の軸の廻りを３６０°回転し該
飛行装置１０の外板の中に形成された図示しないボート
からミサイル４８を連続的に発射することが可能なよう
に設けられている。

図に示された形状は偵察機として供されるために変更し
てｂ良く、その場合には回転式発射装置４６を除去しそ
の代わりに偵察機器を操作する２人目の乗員のための十
分なスペースの部屋が設けられる。

さらに第３図によるとＮ２Ｏ４のような酸化剤推進薬５
０ａが貯蔵容器５０の中に貯蔵され（おり、該容器５０
は回転式発射装置４６の内部に設置）られれている。又
回転式発射装置４６と貯蔵容器５０との中心は重心３９
と一致するように設けられている。翼の平均空力中心３
７は、重心３９及び発射装置４６と貯蔵容器５０との中
心とそれぞれ同一直線上に位置しているため、該飛行装
置１０は高い安定性と操縦性とを維持することが可能と
なる。第１図に示ずようにロケットノズル５２は宇宙空
間における操縦のために飛行装置１０に設Ｃノられてい
る。

ここに記述されているように飛行装置１０を発射させる
ためのより秀れた方法として４５°の傾斜角を持つ固体
燃料のブースタロケットが採用されても良い。このよう
な発射方法は従来から行なわれているものであり、又合
衆国のスペースシャトル計画との関連のもとに用いられ
るものである。

発射時には、前記飛行装置１０には図示しないドロップ
タンクを装着しでも良く、このドロップタンクは発射後
第２段目の着火を実施りるために必要とされるものであ
る。

このように前に述べたこの発明の長所によって、２段階
の位置（収納位置及び展開位置）を持ら、前進ｍ３６を
有し、操縦特性を改善した飛行装置１０が現実化されて
きた。

収納された翼３６は亜音速時、例えば高度３０．０００
フイートにおいて３００ノット／時にて展開され、従来
の構造においては可能ではなかった質の高い着陸を宇宙
飛行装置に与えることができる。

ざらに翼３６の前部をレーダー手段の位置としたという
長所によって翼３６が収納されているときにはレーダー
手段は高温状態から保護されるとともに該レーダー手段
〈レーダードーム）は高温状態に対して特別の技術的配
慮をりる必要がなくなった。

最後に、しかし決して重要でなくはないのであるが、展
開された舅３６の平均空力中心３７が重心３９と同一直
線上にあるということは宇宙飛行装置の安定性を増すこ
とになる。特にこのことは前述したように飛行装置１０
の重心３９ど中心が一致するように回転式ミサイル発射
装置４６が設けられているときにはより一層安定性が増
すことになる。

図に示づ非常に狭い角度で延びる円錐型頭部は、大気圏
再突入の間該円錐型頭部の少ない表面積が集中的に高温
にさらされるため、最も効率良く溶発する。このことは
弾道ミサイルの再突入時における円錐型頭部とよく似て
いる。このことはこの発明が着陸直後に設けられ簡単に
脱着１り能な円錐型頭部が装備されることを予期するも
のである。

本発明は非常に狭い角度で延びるコーンデルタ形状を有
する宇宙飛行機を提案しでいる。このことは該宇宙飛行
機が地平線に近い軌道に機首を下げた位置にあるときは
非常に低いレーダー断面しか示さない。従って本発明の
宇宙飛行機は軍関係機関に採用された場合探知されるの
がむずかしいと思われる。

なお、本発明はここに構成の詳細を記述した内容に制限
されるものではなく、技術的に熟練した人々により変更
がなされるであろうことは当然のことである。

（発明の効果）以上説明したように、第１の発明によれば、展開園の平
均空力中心の位置が有人飛行装置の重心と同一直線上に
あるので、該飛行装置の安定特性を向上できる。

父祖２の発明によれば、レーダー手段を展開可能な舅の
前方部分の内側に設けたので、該レーダー手段は高速飛
行時に負荷される高温状態から免れることができる。又
減速時の前記のような高温に晒されることのない環境に
おいては、翼を適当に展開させることによりレーダー手
段は操作に適した位置に置かれる。更に、展ＦＭＹＡの
平均空力中心と飛行装置の重心と回転式截置発射装置の
中心とが同一直線上にあるので、飛行装置の安定特性を
一層向上させる利点がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の有人飛行装置の一部切欠き側面図、第
２図は本発明の有人飛行装置ｄの第１図に示す２−２矢
祝方向の断面図、第３図は本発明の有人飛行装置の展開
された翼を示′り平面図である１図中、１０・・・有人
飛行装置、１２・・・円錐型頭部。１３・・・胴体、１４・・・操縦室、１６・・・着陸装
置、２３・・・ターボジェットエンジン、２６，５４・
・・可曲安定板、２８・・・垂直安定板、３０・・・脚
部垂直安定板、３２・・・主着陸Ｈ１，３６・・・翼、
３７・・・平均空力中心、３９・・・重心、４６・・・
回転式発射装置、４８・・・ミサイル、５０・・・貯蔵
容器、５１・・・レーダー手段。特許出願人　　ゲラマン　エアロスペースコーボレーシ
」ン

Claims

【特許請求の範囲】

（１）重心がその中に設けられた胴体と、展開時に前進
角を持つ位置を維持できるようにその後端で胴体に夫々
旋回可能に連結され、かつ飛行装置の安定性を増すため
、夫々の翼の平均空力中心と飛行装置の重心とが横軸方
向の一直線上に位置して展開される複数の翼とを備えた
ことを特徴とする有人飛行装置。
（２）翼が収納された位置にあるとき、過度の熱から保
護されるように、少なくとも一方の翼の前方部分の内側
にレーダー手段が設けられていることを特徴とする特許
請求の範囲第１項に記載の有人飛行装置。
（３）有人飛行装置の胴体の内部には回転式武器発射装
置が設けられ、該発射装置は該有人飛行装置の重心と一
致する中心を有することを特徴とする特許請求の範囲第
１項に記載の有人飛行装置。
（４）回転式武器発射装置の中心部には燃料貯蔵容器が
設けられ、該貯蔵容器は有人飛行装置の重心と一致する
中心を有することを特徴とする特許請求の範囲第３項に
記載の有人飛行装置。
（５）中心がその巾に設けられた胴体と、展開時に前進
角を持つ位置を維持できるようにその後端を胴体に夫々
旋回可能に連結され、飛行装置の安定性を増すため、夫
々の翼の平均空力中心と飛行装置の重心とが横軸方向の
一直線上にあるように展開される複数の翼と、該翼が収
納位置にあるとき、過度の熱から保護されるように少な
くとも一方の翼の前方部分の内側に設けられたレーダー
手段と、前記胴体に設けられ該飛行装置の重心とその中
心が一致する回転式武器発射装置とを備えたことを特徴
とする有人飛行装置。
（６）回転式武器発射装置の中心部には燃料貯蔵容器が
設けられ、該燃料貯蔵容器は有人飛行装置の重心と一致
する中心を有することを特徴とすると特許請求の範囲第
５項に記載の有人飛行装置。
（７）通常は有人飛行装置の胴体に収納されている引込
式着陸装置を設けていることを特徴とする特許請求の範
囲第６項に記載の有人飛行装置。
（８）着陸装置が引出されているときは該着陸装置と干
渉しない位置を動くことが出来る腹部垂直安定板が胴体
に設けられていることを特徴とする特許請求の範囲第７
項に記載の有人飛行装置。
（９）操縦士を乗せるために有人飛行装置の前部には操
縦室が設けられていることを特徴とする特許請求の範囲
第８項に記載の有人飛行装置。
（１０）大気中を飛行する間に有人飛行装置に動力を与
えるためのターボジェット手段が設けられていることを
特徴とする特許請求の範囲第９項に記載の有人飛行装置
。