JPS6259196A - 誘導飛翔体 - Google Patents
誘導飛翔体Info
- Publication number
- JPS6259196A JPS6259196A JP19735185A JP19735185A JPS6259196A JP S6259196 A JPS6259196 A JP S6259196A JP 19735185 A JP19735185 A JP 19735185A JP 19735185 A JP19735185 A JP 19735185A JP S6259196 A JPS6259196 A JP S6259196A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- stable
- aircraft
- stably
- deployable
- 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
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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。
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〕
この発明は航空機から発射され１重力にょ夛推進し、操
舵翼及び安定翼を有し、目標に誘導されるｄ導飛用体の
改良に関するものである。
舵翼及び安定翼を有し、目標に誘導されるｄ導飛用体の
改良に関するものである。
一般に、飛翔体は所定の運動性能及び空カ安定注能を侍
る几めに、その＠ｉ！牛部のＦｙｒ定位置に操舵翼を、
また後半部の所定位ｋに安定翼を有している。そして前
記のＭｌｅ！翼を飛翔体内に内蔵した操舵装置によって
操舵することにより連動性能を。
る几めに、その＠ｉ！牛部のＦｙｒ定位置に操舵翼を、
また後半部の所定位ｋに安定翼を有している。そして前
記のＭｌｅ！翼を飛翔体内に内蔵した操舵装置によって
操舵することにより連動性能を。
また前＾ピ安定翼によって空力的に安定した飛行性能を
得ている。
得ている。
ところで、従来の飛翔体においては、前記操舵興、安定
翼共に固定翼が一般的であり、母機であるｆｔ１ｃ全機
への搭ＩｊＩＸ時及び飛翔時において、共に同一の興ス
パンであった。
翼共に固定翼が一般的であり、母機であるｆｔ１ｃ全機
への搭ＩｊＩＸ時及び飛翔時において、共に同一の興ス
パンであった。
〔発明が解決しようとする問題点Ｊ
航空機から発射され、貞力によジ推進し、目標に誘導さ
れる飛翔体においては、一般に、＠射後目標近くまでは
自由飛翔するが、このときの飛翔体の機体の空力特性は
署スパンに依存する。すなわち、翼スパンが小さいと機
体の空力特注が慾くなり、外乱のために飛翔軌跡が大き
くずれ、目標に近づいた時追尾装置の視野から目標がは
ずれ。
れる飛翔体においては、一般に、＠射後目標近くまでは
自由飛翔するが、このときの飛翔体の機体の空力特性は
署スパンに依存する。すなわち、翼スパンが小さいと機
体の空力特注が慾くなり、外乱のために飛翔軌跡が大き
くずれ、目標に近づいた時追尾装置の視野から目標がは
ずれ。
目標を見失なったり、ピッチ軸すなわち機体Ｋｇ角な軸
まわりに回転して誘導が不ＯＴ能になったりする。従っ
て、飛翔体発射恢の窒刀特注、訪導梢度を上けるため、
Ｂスパンを大きくとる必似かめる。特に、簀足翼は空力
的に安意した飛行性能を得るため操ｆｆ２ｇよりもより
大きな翼スパンが必要とされている。
まわりに回転して誘導が不ＯＴ能になったりする。従っ
て、飛翔体発射恢の窒刀特注、訪導梢度を上けるため、
Ｂスパンを大きくとる必似かめる。特に、簀足翼は空力
的に安意した飛行性能を得るため操ｆｆ２ｇよりもより
大きな翼スパンが必要とされている。
しかしながら、ＪＫスパンは＃機搭載時のパイロンや飛
翔体を連列して搭載した時の干渉をさげるため、；ｆ：
の長さが制限されている。また、飛翔体を母機である航
空機に搭載して飛行する時は、飛翔体の空力特注によっ
て航空機の飛行ａ能が制約される。すなわち、翼スパン
が太きくｔｘると飛翔体の空力特注たとえは揚力や抗力
が大きくなり。
翔体を連列して搭載した時の干渉をさげるため、；ｆ：
の長さが制限されている。また、飛翔体を母機である航
空機に搭載して飛行する時は、飛翔体の空力特注によっ
て航空機の飛行ａ能が制約される。すなわち、翼スパン
が太きくｔｘると飛翔体の空力特注たとえは揚力や抗力
が大きくなり。
これが抵抗として航空機ＶＣｍ＜ため、航空機の航続距
Ｋ（の低下、最大速度の低下が起こるという欠点があっ
た。これを防ぐため、飛翔体の翼スパンは母機搭載時に
は小さい方が母機の飛行性能上有オリとされている。
Ｋ（の低下、最大速度の低下が起こるという欠点があっ
た。これを防ぐため、飛翔体の翼スパンは母機搭載時に
は小さい方が母機の飛行性能上有オリとされている。
上記の様に、飛翔体の翼スパンは母機搭載時及び発射？
４における二つの相反する特注を左右するものであるが
、従来の飛翔体においては、固定翼であるため母機搭載
時及び発射後のいずれの場合も同一の興スパンでめるた
め、上記二つの相反する特注のいずれかに制約を受けて
いた。すなわち賀スパンを大きくすると１発射後の空力
特注は向上するが、母機への倍数が困離となり、かつ、
母機搭載時に母機の飛行性能に悪影響を及はし、−力、
興スパンを小さくすると発射後の空力特注が急くなると
いう問題点があった。
４における二つの相反する特注を左右するものであるが
、従来の飛翔体においては、固定翼であるため母機搭載
時及び発射後のいずれの場合も同一の興スパンでめるた
め、上記二つの相反する特注のいずれかに制約を受けて
いた。すなわち賀スパンを大きくすると１発射後の空力
特注は向上するが、母機への倍数が困離となり、かつ、
母機搭載時に母機の飛行性能に悪影響を及はし、−力、
興スパンを小さくすると発射後の空力特注が急くなると
いう問題点があった。
この発明はか７５鳴問題点を解決するためになされたも
ので、操舵翼に比べて大きな翼スパンが必要となる安定
翼部に対して、母＠搭Ｖ、時には、安定展開翼を安定翼
ケース内圧収納して翼スパンを小さく保ち２発射後はこ
の安定展開翼を展開させて、大きな械スパンを得、上記
の二つの相反する特注を同時に肯定させることを目的と
するものである。
ので、操舵翼に比べて大きな翼スパンが必要となる安定
翼部に対して、母＠搭Ｖ、時には、安定展開翼を安定翼
ケース内圧収納して翼スパンを小さく保ち２発射後はこ
の安定展開翼を展開させて、大きな械スパンを得、上記
の二つの相反する特注を同時に肯定させることを目的と
するものである。
この発明による誘導飛翔体は翼スパンを増加させるため
の安定展開翼と、この安定展開翼を展開させるエネルギ
として風力を利用した円錐形プロペラと、この円錐形プ
ロペラの１虱力による回転力を安定展開翼に伝える伝達
機構と、安定展開翼を収納しておくためのロック装置と
を設けたものである。
の安定展開翼と、この安定展開翼を展開させるエネルギ
として風力を利用した円錐形プロペラと、この円錐形プ
ロペラの１虱力による回転力を安定展開翼に伝える伝達
機構と、安定展開翼を収納しておくためのロック装置と
を設けたものである。
この発明においては、航空機から発射時、ワイヤがロッ
ク装置から引き抜かれ、ロック装置が解除されて円軸形
プロペラが風力により回転し、この回転力によって安定
展開翼が展開する。
ク装置から引き抜かれ、ロック装置が解除されて円軸形
プロペラが風力により回転し、この回転力によって安定
展開翼が展開する。
第１図、第２図はこの発明による＃尋飛翔体の安定具展
開機構部分の一実抱例の断面図であり。
開機構部分の一実抱例の断面図であり。
第１図は＃機俗械時の状態、渠２図は発射後の状態を示
した図である。
した図である。
各図において、（１）は機体、（２）は機体（１１の後
半部に周方向に等間隔に固定された複数個の安定翼ケー
ス、（３）は安定翼ケース（２）にピン（４）で回転自
由に支持され、かつ、展開アーム（５）Ｋよってポール
ネジナツト（６）とリンク結合され、ポールネジナツト
（５）の動きに連動してピン（４１を中心に展開する様
に構成した複数個の安定展開翼、（７）はベアリング（
８）によって機体＋１）に回転自由に支持され、かつ、
ポールネジナツト（５）と係合し回転運動をポールネジ
ナツト（６）の並進運動に変換するボールネジ軸、（９
）は機体（１）の後端に配置され、ボールネジ軸（７）
に１足支持されて１発射後風力によってボールネジ軸（
７）を回転させる円錐形プロペラ、 ＱＱは母機搭載時
において円錐形プロペラ（９）の風力による回転をロッ
クするためボールネジ軸（））の前端に設は几ロック装
置ｉｔ、 （１１）はロック解除用のワイヤである。第
２図において、矢印ａ−ｆは発射後の谷部の動作の方向
を示したものである。
半部に周方向に等間隔に固定された複数個の安定翼ケー
ス、（３）は安定翼ケース（２）にピン（４）で回転自
由に支持され、かつ、展開アーム（５）Ｋよってポール
ネジナツト（６）とリンク結合され、ポールネジナツト
（５）の動きに連動してピン（４１を中心に展開する様
に構成した複数個の安定展開翼、（７）はベアリング（
８）によって機体＋１）に回転自由に支持され、かつ、
ポールネジナツト（５）と係合し回転運動をポールネジ
ナツト（６）の並進運動に変換するボールネジ軸、（９
）は機体（１）の後端に配置され、ボールネジ軸（７）
に１足支持されて１発射後風力によってボールネジ軸（
７）を回転させる円錐形プロペラ、 ＱＱは母機搭載時
において円錐形プロペラ（９）の風力による回転をロッ
クするためボールネジ軸（））の前端に設は几ロック装
置ｉｔ、 （１１）はロック解除用のワイヤである。第
２図において、矢印ａ−ｆは発射後の谷部の動作の方向
を示したものである。
また、第３図、第４図は第１図の実力例に使用されるロ
ック装置αのの母機搭載時の状態を示した詳細図であり
、第３図は第１図のロック装置１Ｇの部分を拡大した図
、第４図は第１図のＡＡ１］／１面の拡大図である。各
図において、 １１２はボールネジ軸（７）の前端に固
定された円板で２円向上に凹状溝Ｇ３が設けである。■
は機体＋１１に１足されたノ１ウジング（１５の穴ｕｅ
を造して前記凹状溝０に押入されているロックビンで、
このロックビンＩによって、ボールネジ軸（７１が円錐
形プロペラ（田の］威力による回転力によって回転しよ
うとしている動きをロックしている。ロックビンＩはば
ねＱηによって凹状溝（１３１から飛び出そうとしてい
るか、）九つジング惺９とロックビンＩにはそれぞれ穴
α梯と穴（１′４が設けられておＶ、これらの人を頁通
しているワイヤＵυによりロックビンｕ４１は凹状溝０
から飛び出ないように構成されている。
ック装置αのの母機搭載時の状態を示した詳細図であり
、第３図は第１図のロック装置１Ｇの部分を拡大した図
、第４図は第１図のＡＡ１］／１面の拡大図である。各
図において、 １１２はボールネジ軸（７）の前端に固
定された円板で２円向上に凹状溝Ｇ３が設けである。■
は機体＋１１に１足されたノ１ウジング（１５の穴ｕｅ
を造して前記凹状溝０に押入されているロックビンで、
このロックビンＩによって、ボールネジ軸（７１が円錐
形プロペラ（田の］威力による回転力によって回転しよ
うとしている動きをロックしている。ロックビンＩはば
ねＱηによって凹状溝（１３１から飛び出そうとしてい
るか、）九つジング惺９とロックビンＩにはそれぞれ穴
α梯と穴（１′４が設けられておＶ、これらの人を頁通
しているワイヤＵυによりロックビンｕ４１は凹状溝０
から飛び出ないように構成されている。
上記のように構成された誘導飛翔体では、第１図に示す
ように′ｔ＃懺恰載時の状態においては、風力によって
円錐形プロペラ（９）が回転しようとする動きをロック
装随四でロックしているため、ボールネジ＠Ｂｔ７１の
回転に伴って並進力量に移動するボールネジナツト６）
の動きも阻止され、このボールネジナツト（６）の動き
に連動して展開する安定展開Ｘ（３）が安定翼ケース（
２）Ｋ収納されたままの状態となっている。この時ワイ
ヤａυはロック装置ａＱを第３図に示したように頁通し
、ロック装ｗａｎをロック状態にしている。上記のよう
に、母機搭載時には、安定展開翼（３）が安定翼ケース
（２）に収納され。
ように′ｔ＃懺恰載時の状態においては、風力によって
円錐形プロペラ（９）が回転しようとする動きをロック
装随四でロックしているため、ボールネジ＠Ｂｔ７１の
回転に伴って並進力量に移動するボールネジナツト６）
の動きも阻止され、このボールネジナツト（６）の動き
に連動して展開する安定展開Ｘ（３）が安定翼ケース（
２）Ｋ収納されたままの状態となっている。この時ワイ
ヤａυはロック装置ａＱを第３図に示したように頁通し
、ロック装ｗａｎをロック状態にしている。上記のよう
に、母機搭載時には、安定展開翼（３）が安定翼ケース
（２）に収納され。
絖スパンが小さくなるので、機体（１）の揚力や抗力を
小さくすることができ、母機への影響を動減できる。ま
た、翼スパンが小さいので、母機への恰載が容易となり
、数量も多く搭載できる。さらに円錐形プロペラ（９）
を設けることにより、機体（１）の鎖端における流れが
、従来の機体後端が切ｉ％とされた形状に比べて滑らか
になり、流れの急減な膨張を防ぐことができ１機体（１
）に抵抗を小さくできる。
小さくすることができ、母機への影響を動減できる。ま
た、翼スパンが小さいので、母機への恰載が容易となり
、数量も多く搭載できる。さらに円錐形プロペラ（９）
を設けることにより、機体（１）の鎖端における流れが
、従来の機体後端が切ｉ％とされた形状に比べて滑らか
になり、流れの急減な膨張を防ぐことができ１機体（１
）に抵抗を小さくできる。
次に２機体（１）か航空機から発射されるとワイヤａｌ
ｌが第２図の矢印ａに沿ってロック１ａｕｏから引き抜
かれ、第３１ｆｆｉＫ示したロックビンα養がはねαＤ
の力によって円板ｑ３の凹状溝αｊから第２図の矢印す
方向に引き抜かれロックが解除された状態となり、第２
図に示したよう罠２円錐形プロペラ（９）が風力によっ
て矢印Ｃ方向に回転し、以下、矢印ｄ。
ｌが第２図の矢印ａに沿ってロック１ａｕｏから引き抜
かれ、第３１ｆｆｉＫ示したロックビンα養がはねαＤ
の力によって円板ｑ３の凹状溝αｊから第２図の矢印す
方向に引き抜かれロックが解除された状態となり、第２
図に示したよう罠２円錐形プロペラ（９）が風力によっ
て矢印Ｃ方向に回転し、以下、矢印ｄ。
ｅ、ｆの動きに従ってこの回転がボールネジ軸（７）。
ボールネジナツトｔ６１ 、展開アーム（５）を介して
安定展開翼（３）Ｋ伝わり、安定展開ｘ（３）が展開す
る。これによって１発射径大きな翼スパンを得ることが
でき９発射後の機体（１１の空力特注、肪導梢度を上げ
ることができる。
安定展開翼（３）Ｋ伝わり、安定展開ｘ（３）が展開す
る。これによって１発射径大きな翼スパンを得ることが
でき９発射後の機体（１１の空力特注、肪導梢度を上げ
ることができる。
この発明は以上説明したとおり、誘導飛翔体の安定翼部
に展開翼を内蔵させ、この展開翼を機体恢端に装着した
円錐形プロペラの風力による回転力によって発射後展開
させることにより９発射前は典スパンを小さくして母機
への負担を＠減でき取り扱いも容易にでき、又１発射後
は翼スパンを大きくして、空力特注、肪導梢度を上ける
ことができるという効果がある。
に展開翼を内蔵させ、この展開翼を機体恢端に装着した
円錐形プロペラの風力による回転力によって発射後展開
させることにより９発射前は典スパンを小さくして母機
への負担を＠減でき取り扱いも容易にでき、又１発射後
は翼スパンを大きくして、空力特注、肪導梢度を上ける
ことができるという効果がある。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の安定翼展
開機構部分の一実殉例の断面図、第３図。 第４図はこの発明によるロック装置の祥細図である。 図において、（ｌ）は機体、（２）は安定翼ケース、（
３１は安定展開翼、（４）はピン、（５）は展開アーム
、（６）はポールネジナラ）、＋７１はボールネジ軸、
（８）はベアリング、（９）は円錐形プロペラ、Ｈはロ
ック［ｌｔ。 （１１１はワイヤ、α２は円板、（１３は凹状１１＃、
α◆はロックビン、αＳはハウジング、ａｅは穴、μη
はばね２１１秒。 ａ９は穴である。 なお、各図中同−符号は同一または相当部分を示す。
開機構部分の一実殉例の断面図、第３図。 第４図はこの発明によるロック装置の祥細図である。 図において、（ｌ）は機体、（２）は安定翼ケース、（
３１は安定展開翼、（４）はピン、（５）は展開アーム
、（６）はポールネジナラ）、＋７１はボールネジ軸、
（８）はベアリング、（９）は円錐形プロペラ、Ｈはロ
ック［ｌｔ。 （１１１はワイヤ、α２は円板、（１３は凹状１１＃、
α◆はロックビン、αＳはハウジング、ａｅは穴、μη
はばね２１１秒。 ａ９は穴である。 なお、各図中同−符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 航空機に搭載され、発射される飛翔体において、前記飛
翔体の機体と、この機体の後半部所定位置に取付けられ
た安定翼ケースと、この安定翼ケース内に収納された安
定展開翼と、前記機体の後端に装着され、かつ、風力に
より回転して前記安定展開翼を展開するための動力源と
なる円錐形プロペラと、この円錐形プロペラの風力によ
る回転力を前記安定展開翼に伝える伝達機構と、前記円
錐形プロペラの風力による回転を阻止し前記安定展開翼
を前記安定翼ケース内に収納しておくためのロック装置
とからなり、飛翔体の発射前は前記安定展開翼を前記安
定翼ケース内に収納しておき、発射後は前記安定展開翼
を展開させるように構成した安定翼展開機構を備えたこ
とを特徴とする誘導飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19735185A JPS6259196A (ja) | 1985-09-06 | 1985-09-06 | 誘導飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP19735185A JPS6259196A (ja) | 1985-09-06 | 1985-09-06 | 誘導飛翔体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6259196A true JPS6259196A (ja) | 1987-03-14 |
Family
ID=16373037
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP19735185A Pending JPS6259196A (ja) | 1985-09-06 | 1985-09-06 | 誘導飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6259196A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61183497A (ja) * | 1985-02-06 | 1986-08-16 | Yoshida Kogyo Kk <Ykk> | アルミニウム合金の模様付け表面処理方法 |
-
1985
- 1985-09-06 JP JP19735185A patent/JPS6259196A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61183497A (ja) * | 1985-02-06 | 1986-08-16 | Yoshida Kogyo Kk <Ykk> | アルミニウム合金の模様付け表面処理方法 |
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