JPS63259397A - 誘導飛しよう体 - Google Patents
誘導飛しよう体Info
- Publication number
- JPS63259397A JPS63259397A JP9277287A JP9277287A JPS63259397A JP S63259397 A JPS63259397 A JP S63259397A JP 9277287 A JP9277287 A JP 9277287A JP 9277287 A JP9277287 A JP 9277287A JP S63259397 A JPS63259397 A JP S63259397A
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- Japan
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- wing
- attack
- turn
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- Prior art date
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- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 23
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 23
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000004043 responsiveness Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 2
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 108010076282 Factor IX Proteins 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- 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、誘導飛しよう体に関するものである。
第５図、第６図、及び第７図は従来の誘導飛しょう体の
機体の例を示す概略図であり０図において（１）は胴体
、（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は復興である。
機体の例を示す概略図であり０図において（１）は胴体
、（２）は前翼、（３）は主翼、（４）は復興である。
ここで第５図は前翼操舵方式の機体、第６図な主翼操舵
方式の機体、第７図は後翼操舵方式の機体の例を示しで
ある、 第８図は前翼操舵方式の旋回開始時における状態の例を
示す概略図、第９図は同じ方式の定常旋回時における状
態の例を示す概略図であり１図において（５）は誘導飛
しょう体の中心線、（６）は主流の速度ベクトル、（７
）は迎角、（８）は舵角である。、また（９）は図の面
内に設定した座標軸であり、主流に平行な（９ａ） ｆ
ｘ軸、Ｘ軸と直交する（ｃａｂ） ｆ ｙ軸とする。
方式の機体、第７図は後翼操舵方式の機体の例を示しで
ある、 第８図は前翼操舵方式の旋回開始時における状態の例を
示す概略図、第９図は同じ方式の定常旋回時における状
態の例を示す概略図であり１図において（５）は誘導飛
しょう体の中心線、（６）は主流の速度ベクトル、（７
）は迎角、（８）は舵角である。、また（９）は図の面
内に設定した座標軸であり、主流に平行な（９ａ） ｆ
ｘ軸、Ｘ軸と直交する（ｃａｂ） ｆ ｙ軸とする。
第１０図は前翼操舵方式における舵角、迎角。
旋回加速度の、旋回開始時から定常旋回時に至るまでの
時間変化の例を示す図であり０図において（７）は迎角
、（８）は舵角、ＯＯ）は旋回加速度を表わす。
時間変化の例を示す図であり０図において（７）は迎角
、（８）は舵角、ＯＯ）は旋回加速度を表わす。
ここで旋回加速度とは、第８図及び第９因におけるｙ方
向の機体加速度であり、迎角及び舵角Ｆｉ第９図と同じ
向きの時を正とする。
向の機体加速度であり、迎角及び舵角Ｆｉ第９図と同じ
向きの時を正とする。
今、ｙ軸の正方向の旋回加速度を発生させる場合全考え
る。旋回開始時にはまず正の舵角（８）を取り前翼（２
）に揚力を発生させることにより、第８図における時計
回りのモーメン）ｔ−発生させ２機体をその向きに回転
させる。迎角（７）の増加とともに主翼（３）及び胴体
（１）からも揚力が発生し、同時に時計回りのモーメン
トの値も変化する。静的に安定な機体の場合、迎角（７
）の増加とともにモーメントは減少するので、モーメン
トが零となるような迎角（７）が通常存在する。この迎
角（７１Ｈ） ＩＪム角と呼ばれ、それぞれの機体にお
いて、舵角（８）が定まれば通常一意的に定まる。また
迎角ｆ７＋−ｔ ） ＩＪム角に保った状態をトリム状
態と呼ぶ。第９因に示したように、定常旋回時には機体
はトリム状態となる。
る。旋回開始時にはまず正の舵角（８）を取り前翼（２
）に揚力を発生させることにより、第８図における時計
回りのモーメン）ｔ−発生させ２機体をその向きに回転
させる。迎角（７）の増加とともに主翼（３）及び胴体
（１）からも揚力が発生し、同時に時計回りのモーメン
トの値も変化する。静的に安定な機体の場合、迎角（７
）の増加とともにモーメントは減少するので、モーメン
トが零となるような迎角（７）が通常存在する。この迎
角（７１Ｈ） ＩＪム角と呼ばれ、それぞれの機体にお
いて、舵角（８）が定まれば通常一意的に定まる。また
迎角ｆ７＋−ｔ ） ＩＪム角に保った状態をトリム状
態と呼ぶ。第９因に示したように、定常旋回時には機体
はトリム状態となる。
この時舵角（８＋ｆ１．所要の旋回加速度を発生するの
に必要なトリム角に対応した値に設定する。
に必要なトリム角に対応した値に設定する。
第１１図及び第１２図は、それぞれ主翼操舵方式の旋回
開始時における状態の例と定常旋回時における状態の例
を示す概略口であり０図中の符号は第６図、第８図及び
第９図と同じである。主翼操舵方式では、主翼、即ち定
常旋回時における揚力の大部分をになう翼が操舵され、
固定翼の役割は主として静安定性の確保である点が前翼
操舵方式と異なるが、旋回の方法自体は基本的に同じで
ある。
開始時における状態の例と定常旋回時における状態の例
を示す概略口であり０図中の符号は第６図、第８図及び
第９図と同じである。主翼操舵方式では、主翼、即ち定
常旋回時における揚力の大部分をになう翼が操舵され、
固定翼の役割は主として静安定性の確保である点が前翼
操舵方式と異なるが、旋回の方法自体は基本的に同じで
ある。
従って舵角（８）、迎角（７）、旋回加速度四の時間変
化も第１０図と定性的に同じである。
化も第１０図と定性的に同じである。
第１３因、第１４図、及び第１５図はそれぞれ後Ａ操舵
方式の旋回開始時における状態の例、定常旋回時におけ
る状態の例、及び舵角、！角、旋回加速度の時間変化の
例を示す図であり０図中の符号は第７図、第８図、第９
図、及び第１０図と同じである。ただし、迎角（７）及
び舵角（８）は′Ｓ９図と同じ向きの場合を正、旋回加
速度は第１３図及び第１４図におけるｙ方向を正とする
。旋回開始時に時計回りのモーメントを発生させるため
には、前翼あるいは主翼操舵方式の場合と異なり、第１
３図に示したように負の舵角（８）を取り負の揚力を後
翼（４）上に発生させることが必要となる。静的に安定
な機体において迎角の増加とともにモーメントが減少す
るのは前翼あるいは主翼操舵方式の場合と同様で。
方式の旋回開始時における状態の例、定常旋回時におけ
る状態の例、及び舵角、！角、旋回加速度の時間変化の
例を示す図であり０図中の符号は第７図、第８図、第９
図、及び第１０図と同じである。ただし、迎角（７）及
び舵角（８）は′Ｓ９図と同じ向きの場合を正、旋回加
速度は第１３図及び第１４図におけるｙ方向を正とする
。旋回開始時に時計回りのモーメントを発生させるため
には、前翼あるいは主翼操舵方式の場合と異なり、第１
３図に示したように負の舵角（８）を取り負の揚力を後
翼（４）上に発生させることが必要となる。静的に安定
な機体において迎角の増加とともにモーメントが減少す
るのは前翼あるいは主翼操舵方式の場合と同様で。
定常旋回時には第１４図に示したようにトリム状態とな
る。この時の舵角（８）も、前翼あるいは主翼操舵方式
の場合と異なり負の値となる。
る。この時の舵角（８）も、前翼あるいは主翼操舵方式
の場合と異なり負の値となる。
第９因に示したように、静的に安定な機体を用いた前翼
操舵方式の場合には、定常旋回時の舵角が正となるので
、前翼の実効的な迎角は機体の迎角よりも大きくなる。
操舵方式の場合には、定常旋回時の舵角が正となるので
、前翼の実効的な迎角は機体の迎角よりも大きくなる。
従ってトリム角として取り得る値の上限が前翼の失速特
性により押えられ。
性により押えられ。
定常旋回時の最大旋回加速度もそのために制約を受ける
。同じことは主翼操舵方式についても言える。一方後翼
操舵方式では、第１５図に示したように、旋回開始時に
本来得ようとする方向と逆の向きの加速度が発生し、そ
のために機体の応答性が悪くなる。
。同じことは主翼操舵方式についても言える。一方後翼
操舵方式では、第１５図に示したように、旋回開始時に
本来得ようとする方向と逆の向きの加速度が発生し、そ
のために機体の応答性が悪くなる。
以上で述べた最大旋回加速度への制約、あるいは応答性
の悪さは、いずれも誘導飛しょう体の目標への最接近距
離全増加させ、撃墜率を低下させる。
の悪さは、いずれも誘導飛しょう体の目標への最接近距
離全増加させ、撃墜率を低下させる。
この発明はこのような問題点を解決するためになされた
ものであり、従来方式に比べて目標への最接近距離を減
少させ、撃墜率を上げることができる誘導飛しょう体を
得ることを目的とする。
ものであり、従来方式に比べて目標への最接近距離を減
少させ、撃墜率を上げることができる誘導飛しょう体を
得ることを目的とする。
この発明に係る誘導飛しょう体は、旋回開始時には前翼
のみあるいは前翼と後翼の双方を操舵し。
のみあるいは前翼と後翼の双方を操舵し。
定常旋回時には後翼のみあるいは前翼と後翼の双方を操
舵するようにしたものである。
舵するようにしたものである。
この発明においては旋回開始時には前翼のみを操舵する
か、あるいは前翼と後翼の双方を操舵すれば、後翼操舵
方式における逆向きの加速度の発生を防止あるいは減少
させることができ９機体の応答性が後翼操舵方式よりも
良くなる。定常旋回時には、後翼のみの舵を切るか、あ
るいは前翼と後翼の双方の舵を切ることにすれば、前翼
あるいは主翼操舵方式における。前翼あるいは主翼の失
速特性による最大トリム角への制約が緩和され。
か、あるいは前翼と後翼の双方を操舵すれば、後翼操舵
方式における逆向きの加速度の発生を防止あるいは減少
させることができ９機体の応答性が後翼操舵方式よりも
良くなる。定常旋回時には、後翼のみの舵を切るか、あ
るいは前翼と後翼の双方の舵を切ることにすれば、前翼
あるいは主翼操舵方式における。前翼あるいは主翼の失
速特性による最大トリム角への制約が緩和され。
旋回性能が前翼あるいは主翼操舵方式よりも良くなる。
以上２つの効果により、従来の方式よシも目標への最接
近距離を減少させ、撃墜率を上げることができる。
近距離を減少させ、撃墜率を上げることができる。
第１図はこの発明の一実施例における誘導飛しょう体の
機体を示す概略図、第２図は旋回開始時における状態、
第３図は定常旋回時における状態を示す概略図であり９
図において（１）は胴体、（２）は前翼、（３）は主翼
、（４）は後翼、 ＋５１ｔｉ誘導飛しょう体の中心線
、（６）は主流の速度ベクトル、（７）は迎角。
機体を示す概略図、第２図は旋回開始時における状態、
第３図は定常旋回時における状態を示す概略図であり９
図において（１）は胴体、（２）は前翼、（３）は主翼
、（４）は後翼、 ＋５１ｔｉ誘導飛しょう体の中心線
、（６）は主流の速度ベクトル、（７）は迎角。
（８ａ）及び（ｓｂ） Ｖｉそれぞれ前翼及び後翼の舵
角である。また（９）は図の面内に設定した座標軸であ
り。
角である。また（９）は図の面内に設定した座標軸であ
り。
（９ａ）がＸ軸、 （ｃ＋ｂ）がｙ軸である。、第４図
は実施例における舵角、迎角、旋回加速度の、旋回開始
時から定常旋回時に至るまでの時間変化を示す図でろり
２図において（７）は迎角、 （８ａ）及び（８ｂ）
はそれぞれ前翼及び後翼の舵角、０αは旋回加速度、即
ちｙ方向の機体加速度であり、迎角と舵角は第９図と同
じ向きの時を正とする。
は実施例における舵角、迎角、旋回加速度の、旋回開始
時から定常旋回時に至るまでの時間変化を示す図でろり
２図において（７）は迎角、 （８ａ）及び（８ｂ）
はそれぞれ前翼及び後翼の舵角、０αは旋回加速度、即
ちｙ方向の機体加速度であり、迎角と舵角は第９図と同
じ向きの時を正とする。
第２図に示したように、旋回開始時には前翼（２）のみ
を操舵することにより、後翼操舵方式に見られる逆向き
の加速度が発生せず１機体の応答性が良くなる。また第
３図に示したように、定常旋回時には後翼（４）のみの
舵を迎角（７）と逆向きに切ることにより、翼の失速特
性から生ずる迎角への制約が、前翼あるいは主翼操舵方
式よりも緩和され。
を操舵することにより、後翼操舵方式に見られる逆向き
の加速度が発生せず１機体の応答性が良くなる。また第
３図に示したように、定常旋回時には後翼（４）のみの
舵を迎角（７）と逆向きに切ることにより、翼の失速特
性から生ずる迎角への制約が、前翼あるいは主翼操舵方
式よりも緩和され。
最大旋回加速度がより大きく取れる。
なお、上記実施例では旋回開始時には前翼（１）のみを
操舵するようになっているが、前翼と後翼の双方を操舵
しても後入操舵方式における逆向きの加速度の発生を防
止又は減少させることができ。
操舵するようになっているが、前翼と後翼の双方を操舵
しても後入操舵方式における逆向きの加速度の発生を防
止又は減少させることができ。
前翼のみを操舵するものと同様の効果を有する。
又定常旋回時には後翼のみの舵を迎角と逆向きに切るよ
うになっているが、前翼と後翼の双方の舵を切るようＫ
ｌ−ても同様の効果を有する。
うになっているが、前翼と後翼の双方の舵を切るようＫ
ｌ−ても同様の効果を有する。
この発明は以上説明した通り、誘導飛しょう体において
９機体の応答性と旋回性能を従来方式よりも改善するこ
とにより、目標への最接近距離を減少させ、撃墜率を上
げるものである。
９機体の応答性と旋回性能を従来方式よりも改善するこ
とにより、目標への最接近距離を減少させ、撃墜率を上
げるものである。
第１図はこの発明の一実施例における誘導飛しょう体の
機体を示す概略図、第２図はこの発明の実施例における
旋回開始時の状態を示す図、第３図にこの発明の実施例
における定常旋回時の状態を示す図、第４図はこの発明
の実施例における舵角、迎角、旋回加速度の時間変化を
示す図、第５図、第６図、第７図は従来の誘導飛しよう
体の機体の例を示す概略図であり、第５図は前翼操舵方
式の機体の例を示す図、第６図は主翼操舵方式の機体の
例を示す図、第７図は後翼操舵方式の機体の例を示す図
、第８図は従来の前翼操舵方式における旋回開始時の状
態を示す因、第９図は従来の前翼操舵方式における定常
旋回時の状態を示す図。 第１０図は従来の前翼操舵方式における舵角、迎角。 旋回加速度の時間変化を示す図、第１１図は従来の主翼
操舵方式における旋回開始時の状態を示す図。 第１２図は従来の主翼操舵方式における定常旋回時の状
態を示す図、第１３図は従来の後翼操舵方式における旋
回開始時の状態を示す図、第１４図は従来の後翼操舵方
式における定常旋回時の状態を示す図、第１５囚は従来
の後翼操舵方式における舵角。 迎角、旋回加速度の時間変化を示す図である。 図において、（１）は胴体、 ＋２１ｆ′ｉ前翼、（３
）は主翼。 （４）は後翼、 ｉ５＋Ｆｉ誘導飛しょう体の中心線、
（６）は主流の速度ベクトル、（７）は迎角、（８）は
舵角、（９）は座標軸、ααは旋回加速度である。 なお、各図中同一符号は同一″またけ相当部分を示す。
機体を示す概略図、第２図はこの発明の実施例における
旋回開始時の状態を示す図、第３図にこの発明の実施例
における定常旋回時の状態を示す図、第４図はこの発明
の実施例における舵角、迎角、旋回加速度の時間変化を
示す図、第５図、第６図、第７図は従来の誘導飛しよう
体の機体の例を示す概略図であり、第５図は前翼操舵方
式の機体の例を示す図、第６図は主翼操舵方式の機体の
例を示す図、第７図は後翼操舵方式の機体の例を示す図
、第８図は従来の前翼操舵方式における旋回開始時の状
態を示す因、第９図は従来の前翼操舵方式における定常
旋回時の状態を示す図。 第１０図は従来の前翼操舵方式における舵角、迎角。 旋回加速度の時間変化を示す図、第１１図は従来の主翼
操舵方式における旋回開始時の状態を示す図。 第１２図は従来の主翼操舵方式における定常旋回時の状
態を示す図、第１３図は従来の後翼操舵方式における旋
回開始時の状態を示す図、第１４図は従来の後翼操舵方
式における定常旋回時の状態を示す図、第１５囚は従来
の後翼操舵方式における舵角。 迎角、旋回加速度の時間変化を示す図である。 図において、（１）は胴体、 ＋２１ｆ′ｉ前翼、（３
）は主翼。 （４）は後翼、 ｉ５＋Ｆｉ誘導飛しょう体の中心線、
（６）は主流の速度ベクトル、（７）は迎角、（８）は
舵角、（９）は座標軸、ααは旋回加速度である。 なお、各図中同一符号は同一″またけ相当部分を示す。
Claims (1)
- 胴体と、この胴体中央部に取りつけられ、誘導飛しょう
体の迎角に応じた強さの揚力をその上に発生する主翼と
、胴体の主翼取りつけ位置よりも前方に取りつけられ、
設定された範囲内の任意の角度に舵を切ることができ、
迎角と舵角に応じた強さの揚力をその上に発生する前翼
と、胴体の主翼取りつけ位置よりも後方に取りつけられ
、設定された範囲内の任意の角度に舵を切ることができ
、迎角と舵角に応じた強さの揚力をその上に発生する後
翼と、旋回開始時には前翼のみあるいは前翼と後翼の双
方を操舵し、定常旋回時には後翼のみあるいは前翼と後
翼の双方を操舵する手段とを具備して成る誘導飛しょう
体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9277287A JPS63259397A (ja) | 1987-04-15 | 1987-04-15 | 誘導飛しよう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9277287A JPS63259397A (ja) | 1987-04-15 | 1987-04-15 | 誘導飛しよう体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63259397A true JPS63259397A (ja) | 1988-10-26 |
| JPH0544600B2 JPH0544600B2 (ja) | 1993-07-06 |
Family
ID=14063711
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9277287A Granted JPS63259397A (ja) | 1987-04-15 | 1987-04-15 | 誘導飛しよう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63259397A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63290400A (ja) * | 1987-05-20 | 1988-11-28 | 防衛庁技術研究本部長 | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 |
| JPH08136199A (ja) * | 1994-11-14 | 1996-05-31 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
-
1987
- 1987-04-15 JP JP9277287A patent/JPS63259397A/ja active Granted
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63290400A (ja) * | 1987-05-20 | 1988-11-28 | 防衛庁技術研究本部長 | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 |
| JPH08136199A (ja) * | 1994-11-14 | 1996-05-31 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0544600B2 (ja) | 1993-07-06 |
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