JPS62799A - 誘導飛翔体 - Google Patents
誘導飛翔体Info
- Publication number
- JPS62799A JPS62799A JP14093185A JP14093185A JPS62799A JP S62799 A JPS62799 A JP S62799A JP 14093185 A JP14093185 A JP 14093185A JP 14093185 A JP14093185 A JP 14093185A JP S62799 A JPS62799 A JP S62799A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- steering
- deployable
- stabilizing
- blade
- 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５機体の前半部所定位置に操舵翼を。
また後半部所定位置に安定翼を有する飛翔体の運動性能
及び空力安定性能の改良に関するものである。
及び空力安定性能の改良に関するものである。
一般に飛翔体は運動性能と空力安定性能を有するために
、その前半部の所定位置に操舵翼を、また後半部の所定
位置に安定翼を有している。そして前記の操舵翼を飛翔
体胴内に内蔵した操舵装置によって操舵することにより
運動性能を、また前記安定翼によって空力的に安定した
飛行性能を得ている。
、その前半部の所定位置に操舵翼を、また後半部の所定
位置に安定翼を有している。そして前記の操舵翼を飛翔
体胴内に内蔵した操舵装置によって操舵することにより
運動性能を、また前記安定翼によって空力的に安定した
飛行性能を得ている。
従来の飛翔体の１例を第７図に示す。第７図において（
１）は誘導飛翔体の機体、（３）は操舵翼、（４）は安
定翼、（ハ）は目標追尾装置、（２［９は目標、■は誘
導飛翔体の飛翔速度ベクトル、Ｌは飛翔方向に対して直
角な力で、以下揚力と薔く。θは基準軸で通常地面と誘
導飛翔体の機軸とのなす角度で５以下姿勢角と曹（。α
は飛翔方向と誘導飛翔体の機軸とのなす角度で、以下迎
え角と書く。σは誘導飛翔体と追尾装置（ホ）から見た
目標（至）の方向とのなす角度で、以下首振９角と書く
。誘導飛翔体が目標翰の動きに追従して運動飛行するた
めには、飛翔方向を変えるための揚力りが必要であるが
、揚力りに空気力を用いるのが最も一般的な方法である
。
１）は誘導飛翔体の機体、（３）は操舵翼、（４）は安
定翼、（ハ）は目標追尾装置、（２［９は目標、■は誘
導飛翔体の飛翔速度ベクトル、Ｌは飛翔方向に対して直
角な力で、以下揚力と薔く。θは基準軸で通常地面と誘
導飛翔体の機軸とのなす角度で５以下姿勢角と曹（。α
は飛翔方向と誘導飛翔体の機軸とのなす角度で、以下迎
え角と書く。σは誘導飛翔体と追尾装置（ホ）から見た
目標（至）の方向とのなす角度で、以下首振９角と書く
。誘導飛翔体が目標翰の動きに追従して運動飛行するた
めには、飛翔方向を変えるための揚力りが必要であるが
、揚力りに空気力を用いるのが最も一般的な方法である
。
即ち、操舵翼（３）を動かして、操舵翼（３）に働く揚
力を利用して機体（１）の姿勢を変え、迎え角αを生じ
させて１機体（１）及び安定翼（４）に揚力を発生させ
て飛翔方向を変える。
力を利用して機体（１）の姿勢を変え、迎え角αを生じ
させて１機体（１）及び安定翼（４）に揚力を発生させ
て飛翔方向を変える。
〔発明が解決しようとしている問題点〕第７図に示した
従来の飛翔体の例において、目標翰が高速で運動する場
合、こｆｌ、に追従するためには大きな揚力りが必要で
あるが、そのためには迎え角αを大きくするか、操舵翼
（３）及び安定翼（４１を大きくする方法がある。しか
し迎え角αを大きくしていくと発生する揚力りは増加し
ていくが５こｆ”ＬＫは限界があ）、この限界を越える
と、そｎ以上に揚力は増加せず逆に減少してしまう。ま
た迎え角αを大きくし過ぎると１首振ジ角σが大きくな
り、追尾装置（ハ）の首振９角の限界を越えてしまい、
目標＠を見失ってしまう恐ｎがある。操舵翼（３）及び
安定翼（４）を大きくし過ぎると、ランチャ−８航空機
等への搭載が困難となり、また取扱いも難しくなる 特
に航空機搭載用の誘導飛翔体では、操舵翼（３）、安定
翼（４）が大きいと、空気抵抗が大きくなって、携行飛
行時に母機である航空機の負担が大きくなり、その飛行
性能が低下するという欠点があった。以上より従来の誘
導飛翔体の運動性能、空力安定性能は翼面積から制限を
受けていた。この発明はかかる問題点を解決するために
なさ几たもので、ランチャ−１航空機等への搭載時は、
従来の操舵翼、安定ｘＶｃそれぞ几操牝展開真、安定展
開翼を収納し、ｅｅ体をコンパクトなままに保ち１発射
後はこｎらの操舵展開翼、安定展開翼な展開させて、従
来の誘導飛翔体に比べてよシ大きな翼面積を得て、大き
な揚力、高い運動性能、安定性能を得ることを目的とす
るものである。
従来の飛翔体の例において、目標翰が高速で運動する場
合、こｆｌ、に追従するためには大きな揚力りが必要で
あるが、そのためには迎え角αを大きくするか、操舵翼
（３）及び安定翼（４１を大きくする方法がある。しか
し迎え角αを大きくしていくと発生する揚力りは増加し
ていくが５こｆ”ＬＫは限界があ）、この限界を越える
と、そｎ以上に揚力は増加せず逆に減少してしまう。ま
た迎え角αを大きくし過ぎると１首振ジ角σが大きくな
り、追尾装置（ハ）の首振９角の限界を越えてしまい、
目標＠を見失ってしまう恐ｎがある。操舵翼（３）及び
安定翼（４）を大きくし過ぎると、ランチャ−８航空機
等への搭載が困難となり、また取扱いも難しくなる 特
に航空機搭載用の誘導飛翔体では、操舵翼（３）、安定
翼（４）が大きいと、空気抵抗が大きくなって、携行飛
行時に母機である航空機の負担が大きくなり、その飛行
性能が低下するという欠点があった。以上より従来の誘
導飛翔体の運動性能、空力安定性能は翼面積から制限を
受けていた。この発明はかかる問題点を解決するために
なさ几たもので、ランチャ−１航空機等への搭載時は、
従来の操舵翼、安定ｘＶｃそれぞ几操牝展開真、安定展
開翼を収納し、ｅｅ体をコンパクトなままに保ち１発射
後はこｎらの操舵展開翼、安定展開翼な展開させて、従
来の誘導飛翔体に比べてよシ大きな翼面積を得て、大き
な揚力、高い運動性能、安定性能を得ることを目的とす
るものである。
この発明による誘導飛翔体は翼面積を増加させるための
操舵展開翼、安定展開翼と、これらの展開翼を展開させ
るエネルギとして捩りトルクを蓄えておくトーションバ
ーと、この捩りトルクを展開翼に伝える伝達機構と、展
開翼を収納しておくための展開翼ロック装置とを設けた
ものである。
操舵展開翼、安定展開翼と、これらの展開翼を展開させ
るエネルギとして捩りトルクを蓄えておくトーションバ
ーと、この捩りトルクを展開翼に伝える伝達機構と、展
開翼を収納しておくための展開翼ロック装置とを設けた
ものである。
この発明においてに、ランチャ−または航空機から発射
時、ワイヤがロック装置から引き抜か几ロック装置が解
除さｎてトーションバーに蓄えら肛ていた展開エネルギ
によって展開翼が展開する。
時、ワイヤがロック装置から引き抜か几ロック装置が解
除さｎてトーションバーに蓄えら肛ていた展開エネルギ
によって展開翼が展開する。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の一実施例
の全体構成図である。
の全体構成図である。
第１図は発射前のび導飛翔体を示すもので０機体（１）
に内蔵された操舵装置（２）と操舵装置（２）により操
舵さｎる操舵翼（３）と、６体（１）に固定された安定
翼（４）を設け、操舵翼（３１に操舵展開翼（５）が、
安定翼。
に内蔵された操舵装置（２）と操舵装置（２）により操
舵さｎる操舵翼（３）と、６体（１）に固定された安定
翼（４）を設け、操舵翼（３１に操舵展開翼（５）が、
安定翼。
（４）に安定展開Ｂ（６）が、６翼に設けらルたロック
装置（７）によって収納さｎている状態である。（８）
ニロツク解除用のワイヤである。
装置（７）によって収納さｎている状態である。（８）
ニロツク解除用のワイヤである。
第２図は発射後の誘導飛翔体を示すもので１発射時にワ
イヤ（８）がロック装置（７）から引き抜かｎ。
イヤ（８）がロック装置（７）から引き抜かｎ。
ロック解除さ１て、操舵展開翼（５）と安定展開Ｘ （
６１とが展開され、翼面積が増大している 第３図は第１図のＡ−Ａ断面図であり２機体（１１と安
定翼（４）、ロック装置（７）及びワイヤ（８）から構
成さｎている。
６１とが展開され、翼面積が増大している 第３図は第１図のＡ−Ａ断面図であり２機体（１１と安
定翼（４）、ロック装置（７）及びワイヤ（８）から構
成さｎている。
第４図はＷ１１図、第２図の実施例に使用される操舵翼
（３）と安定翼（４）とに内蔵された展間機構を示すも
ので、その例として安定ｇ ｆ４＋の内部を示したもの
である。第４図において安定翼（４１の内部に収納さ几
た安定展開ｘ（６）と、安定展開翼（６）を展開させる
捩りトルクエネルギーを蓄えておくトーションバー（９
）を設け、また一方、トーションバー（９）の展開力を
伝えるために、一対のカサ歯車＋１１．（Ｉｌｌと力＋
ｊ両歯車υと同じ軸α３で支えらｎた歯車ａ２と、こｎ
Ｖｃ噛み合う歯車ａ４１７ａ１′設け、ロック装置（７
）によって収納状態を保つように構成されている。
（３）と安定翼（４）とに内蔵された展間機構を示すも
ので、その例として安定ｇ ｆ４＋の内部を示したもの
である。第４図において安定翼（４１の内部に収納さ几
た安定展開ｘ（６）と、安定展開翼（６）を展開させる
捩りトルクエネルギーを蓄えておくトーションバー（９
）を設け、また一方、トーションバー（９）の展開力を
伝えるために、一対のカサ歯車＋１１．（Ｉｌｌと力＋
ｊ両歯車υと同じ軸α３で支えらｎた歯車ａ２と、こｎ
Ｖｃ噛み合う歯車ａ４１７ａ１′設け、ロック装置（７
）によって収納状態を保つように構成されている。
第５図に第４図の実施例に使用さｎる安定翼（４）のＢ
−Ｂ断面図である。トーションバー（９）は軸受１αｅ
とブラケットαＤによって、安定Ｒ（４）に固定さ几て
いる。また軸（Ｌ３も軸受２α９にて安定翼（４１Ｋ固
定さｎている。
−Ｂ断面図である。トーションバー（９）は軸受１αｅ
とブラケットαＤによって、安定Ｒ（４）に固定さ几て
いる。また軸（Ｌ３も軸受２α９にて安定翼（４１Ｋ固
定さｎている。
第６図は第４図のｃ−ｃ＠面図であり、ロック装置（７
）の断面を示したものである。安定＄！ｋ（４１に設け
られた穴α♂から、ビンａ９が安定展開翼（６）に設け
られた穴（７）に挿入さル、第４図のトーションバー（
９）に蓄えらｆ’した展開力によって、第６図の矢印の
方向に展開しようとしている安定展開翼（６）の動きを
ロックしている。ビン（Ｉ！ＪハバネＱ１Ｊによって穴
（至）から飛び出そうとしているが、安定翼（４）に同
定されたハウジング四とビンＱ９には、そ几ぞｎ穴關と
穴（至）が設けらｎており、こｒらの穴を貫通している
ワイヤ（８）によりビンα９は入山から飛び出ないよう
に構成さｎている。
）の断面を示したものである。安定＄！ｋ（４１に設け
られた穴α♂から、ビンａ９が安定展開翼（６）に設け
られた穴（７）に挿入さル、第４図のトーションバー（
９）に蓄えらｆ’した展開力によって、第６図の矢印の
方向に展開しようとしている安定展開翼（６）の動きを
ロックしている。ビン（Ｉ！ＪハバネＱ１Ｊによって穴
（至）から飛び出そうとしているが、安定翼（４）に同
定されたハウジング四とビンＱ９には、そ几ぞｎ穴關と
穴（至）が設けらｎており、こｒらの穴を貫通している
ワイヤ（８）によりビンα９は入山から飛び出ないよう
に構成さｎている。
次に上記実施例の動作を第１図から第６因までを参照し
ながら説明する。第１図は操舵展開翼（５）と安定展開
翼（６）が操舵翼（３）と安定翼（４）に収納さｎてい
る状態を示す説明図、第２図はこｎらが展開さｎている
状態を示す説明図、第３図は安定展開ｇ（６１が収納さ
ｎている状態の安定翼（４）を前方から見た図、第４図
、第５図は安定展開翼（６）が収納さｎている状態の安
定翼（４）内部の説明図、第６図はロック装置（７）の
説明図である。
ながら説明する。第１図は操舵展開翼（５）と安定展開
翼（６）が操舵翼（３）と安定翼（４）に収納さｎてい
る状態を示す説明図、第２図はこｎらが展開さｎている
状態を示す説明図、第３図は安定展開ｇ（６１が収納さ
ｎている状態の安定翼（４）を前方から見た図、第４図
、第５図は安定展開翼（６）が収納さｎている状態の安
定翼（４）内部の説明図、第６図はロック装置（７）の
説明図である。
先ス第４図においてトーションバー（９１Ｋ ＩＦ 、
ｔ ラｎた捩シトルクエネルギは、カサ歯車α（１，＋
１１１．歯車αＢ、ｔ１４を介して安定展開翼（θ）？
：展開させようと働くが、ロック装＆（７１に！つで展
開が妨げらｎ。
ｔ ラｎた捩シトルクエネルギは、カサ歯車α（１，＋
１１１．歯車αＢ、ｔ１４を介して安定展開翼（θ）？
：展開させようと働くが、ロック装＆（７１に！つで展
開が妨げらｎ。
第１図に示された収納状態となっている。この時ワイヤ
（８）は各展開翼のロックＩｆｃＩｆｉ（７１を第６図
に示したように貫通し、ロック装置（７）をロック状態
にしている。次に機体（１）が航空機やランチャ−から
発射さｎると、ワイヤ（８）がロック装置（７）から引
き抜か几、第６図に示したビンα９がバネＱυの力にて
安定展開翼（６）の穴■から引き抜かｎ、ロックが解除
された状態となり、安定展開翼（６）が展開する。
（８）は各展開翼のロックＩｆｃＩｆｉ（７１を第６図
に示したように貫通し、ロック装置（７）をロック状態
にしている。次に機体（１）が航空機やランチャ−から
発射さｎると、ワイヤ（８）がロック装置（７）から引
き抜か几、第６図に示したビンα９がバネＱυの力にて
安定展開翼（６）の穴■から引き抜かｎ、ロックが解除
された状態となり、安定展開翼（６）が展開する。
この時操舵展開翼（５）もまったく同じ原理でほとんど
同時に展開し、第２図に示した展開状態となる。
同時に展開し、第２図に示した展開状態となる。
この発明は以上説明したとおり、誘導飛翔体の従来の翼
に展開翼を内蔵させ、この展開翼をトーションバーに蓄
えた捩ジトルクにて発射後に展開させ、操舵翼、安定翼
の翼面積を、従来の翼面積に比べて大巾に増大させて運
′＠性能、空力安定性能を向上させることができるとい
う効果がある。
に展開翼を内蔵させ、この展開翼をトーションバーに蓄
えた捩ジトルクにて発射後に展開させ、操舵翼、安定翼
の翼面積を、従来の翼面積に比べて大巾に増大させて運
′＠性能、空力安定性能を向上させることができるとい
う効果がある。
第１図及び第２図はこの発明による誘導飛翔体の一実捲
例の全体構成図、第３図は第１図のＡ −Ａ断面図、第
４図、第５図は安定翼内部構成図。 第６図はロック装置の断面図である。第７図は従来の誘
導飛翔体の一例を示す図である。 因において（１）は機体、（２）は操舵装置、（３）に
操舵翼、（４）は安定翼、（５）は操舵展開翼、（６）
は安定展開翼、（７）はロック装置、（８）はワイヤ、
（９）はトーションバー、Ｈとαυは方丈歯車、ｔａｔ
ｔａｍ車、（Ｉ５は軸。 Ｑ４１は歯車、α５は軸受２．Ｏｅは軸受１．αηはブ
ラケット、α＆は穴、α９はビン、ｍは穴、ＣＤはバネ
、翰はハウジング、［有］と＠は穴である。 尚２図中同一符号は同一またμ相当部分を示す。 仕押入 す 公 僧 １律 ｆ４ｔ 閃 第２図 笛 ３ 図 第 ｍ１ｌｌ 第５ｒＭ 第８図 第 ７ｇＡ
例の全体構成図、第３図は第１図のＡ −Ａ断面図、第
４図、第５図は安定翼内部構成図。 第６図はロック装置の断面図である。第７図は従来の誘
導飛翔体の一例を示す図である。 因において（１）は機体、（２）は操舵装置、（３）に
操舵翼、（４）は安定翼、（５）は操舵展開翼、（６）
は安定展開翼、（７）はロック装置、（８）はワイヤ、
（９）はトーションバー、Ｈとαυは方丈歯車、ｔａｔ
ｔａｍ車、（Ｉ５は軸。 Ｑ４１は歯車、α５は軸受２．Ｏｅは軸受１．αηはブ
ラケット、α＆は穴、α９はビン、ｍは穴、ＣＤはバネ
、翰はハウジング、［有］と＠は穴である。 尚２図中同一符号は同一またμ相当部分を示す。 仕押入 す 公 僧 １律 ｆ４ｔ 閃 第２図 笛 ３ 図 第 ｍ１ｌｌ 第５ｒＭ 第８図 第 ７ｇＡ
Claims (1)
- 飛翔体の機体と、この機体の前半部所定位置に周方向に
等間隔に取付けられた４枚の操舵翼と、この操舵翼より
も面積的に大きく、かつ機体の後半部所定位置に周方向
に等間隔に取りつけられた４枚の安定翼と、前記操舵翼
内に収納された操舵展開翼と、前記安定翼内に収納され
た安定展開翼と、操舵翼内及び安定翼内に装着され、か
つ前記展開翼を展開するための戻りトルクエネルギを蓄
えるためのトーシヨンバーと、このトーシヨンバーの捩
りトルクを前記展開翼に伝える展開機構と前記二種の展
開翼をそれぞれ操舵翼と、安定翼とに収納しておくため
に操舵翼、安定翼にそれぞれ設けられたロック装置とか
らなり、飛翔体の発射前は前記二種の展開翼を操舵翼と
安定翼とに収納しておき、発射後は前記二種の展開翼を
展開させるよりに構成したことを特徴とする誘導飛翔体
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14093185A JPS62799A (ja) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | 誘導飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14093185A JPS62799A (ja) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | 誘導飛翔体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62799A true JPS62799A (ja) | 1987-01-06 |
Family
ID=15280144
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14093185A Pending JPS62799A (ja) | 1985-06-27 | 1985-06-27 | 誘導飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62799A (ja) |
-
1985
- 1985-06-27 JP JP14093185A patent/JPS62799A/ja active Pending
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