JP2001174198A - 誘導飛しょう体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 飛行中の航空機から後方へ向けて飛しょうさ
せる誘導飛しょう体では、機体後方に飛しょうしている
間は迎え角を増大させる頭上げのモーメントが発生し空
力的に不安定な状態が生じて、機体の姿勢安定の確保が
困難になるという問題があった。 【解決手段】 複数の平面翼が交差して格子形状を成す
格子翼を機体後部に配する。母機から分離された誘導飛
しょう体が機体後方へ飛しょうする間は、格子翼を機体
軸に対して垂直になる向きに格子翼の舵角範囲を固定し
て揚力を小さくする。飛しょう速度が零近傍になった時
に格子翼の舵角範囲を９０度回転させ、その後誘導飛し
ょう体が機体前方へ向かって飛しょうする時は格子翼に
大きな揚力を発生させる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、ヘリコプター、
飛行機などの航空機に搭載され、当該航空機の後方に位
置する他の航空機、誘導弾などの目標体に向けて発射も
しくは投下されて、後方へ向けて飛しょう可能な誘導飛
しょう体に関するものであり、さらに詳しく述べると、
前記誘導飛しょう体が気流を機体の後方から受ける誘導
の初期段階と、気流を機体の前方から受ける誘導の中期
および後期段階において、機体の姿勢を安定に保つ誘導
飛しょう体を提案するものである。

【０００２】

【従来の技術】航空機（以下母機とする）に搭載され、
後方発射可能な誘導飛しょう体に関する従来の技術を図
を用いて説明する。図７は母機から母機後方にある所定
の目標体に向けて発射される従来の誘導飛しょう体の概
念図である。図において１は後方発射可能な誘導飛しょ
う体、２は母機、３は母機２の後方で脅威となる航空
機、誘導弾などの目標体である。誘導飛しょう体１は、
その機体前方が飛行中の母機２の後方（図の右方向）を
向くようにして母機２に搭載される。母機２の後方に目
標体３が存在した場合、誘導飛しょう体１は、母機２か
ら発射指令が与えられ、母機２から分離されて目標体３
へ向けて飛しょうする。

【０００３】図８（ａ）は従来の誘導飛しょう体１の構
成要素を示す図であり、図において、４は母機２に搭載
される誘導飛しょう体１の機体、５は機体４の前部（図
の右側）に配置され、その前部に電波センサ、光波セン
サなどのシーカ部６を有する誘導装置、７は機体４の前
部に装着されたドーム、８は機体４の後部（図の左側）
に固定された安定翼である後翼、９は機体４に回動可能
に支持された操舵翼、１０は前部に固定された前翼、１
１は誘導飛しょう体１に推進力を発生する推進装置、１
２は推進装置１１を覆うように機体４の後部に装着され
たカバーを示す。また、図８（ｂ）は推進装置１１の内
部構成を示すものであり、図において、１３は推進装置
１１の内部に設けられ機体４の後方向（図の左方向）に
燃焼ガスを噴出して推進力を発生するノズル、１４は機
体４の推力を偏向する推力偏向装置、１５はベーンを示
す。

【０００４】このような誘導飛しょう体１の各構成要素
は、次のように作用する。後翼８、操舵翼９、前翼１０
は、それぞれ機体４の胴体外周を機軸方向から見て４等
分する各位置に１枚づつ計４枚が各一組となって装着さ
れ、後翼８、操舵翼９、および前翼１０と推力偏向装置
１４によって、誘導飛しょう体１の姿勢安定が確保され
る。ドーム７は、電波や光波を透過する素材で形成さ
れ、誘導装置５のシーカ部６を保護するとともに、機体
４の空気抵抗を低減する作用を持つ。また誘導飛しょう
体１は、発射してからしばらくは推進装置１１を先頭と
してドーム７から推進装置１１に向かう方向（機体後
方）に飛しょうし、推進装置１１が点火されるまでの間
はカバー１２が装着される。また、推力偏向装置１４
は、ノズル１３の噴出口の周辺にベーン１５を設けて構
成されるものであり、後述する推力偏向角指令に応じて
ベーン１５を所望の位置に駆動し、ノズル１３から噴出
される推進薬の燃焼ガスを偏向させることによって、機
体４に所望の回転モーメントを発生させることができ
る。

【０００５】図９は従来の誘導飛しょう体１を目標体３
へ誘導するとともに、機体の姿勢を安定させる制御系の
構成を示す図である。図において、１６は慣性装置、１
７は航法計算回路、１８はゲイン計算回路、１９は舵角
および推力偏向角指令計算回路、２０は操舵翼９を回動
させる操舵翼駆動装置である。

【０００６】次に、この制御系の動作について説明す
る。誘導飛しょう体１は、発射時に母機２から目標体３
の位置、速度などを示す目標情報が与えられる。発射後
は、その目標情報に基づいて誘導装置５が目標体３の捜
索を行い、シーカ部６が目標体３を補足してその追尾が
行われる。また誘導装置５は、誘導飛しょう体１と目標
体３との間に成される目視線角度の変化率を推定し、誘
導飛しょう体１の目標体３への誘導方向や目標速度を示
す目標誘導信号を発生する。慣性装置１６では、その内
部に有する慣性センサ部で機体４の角速度と加速度が計
測され、その計測結果が慣性情報信号として航法計算回
路１７と、舵角および推力偏向角指令計算回路１９に出
力される。航法計算回路１７では、誘導装置５からの目
標誘導信号と慣性装置１６からの慣性情報信号に基づい
て、誘導に必要な加速度指令および角速度指令が計算さ
れる。また、誘導飛しょう体１が母機２から発射される
時に、慣性装置１６は、母機２から誘導飛しょう体１の
初期高度と初期速度が与えられる。慣性装置１６では、
この初期高度および速度と、発射後に内部の慣性センサ
部で計測される機体４の角速度および加速度に基づいて
内部に有する計算部で誘導飛しょう体１の高度と速度が
計算される。さらにゲイン計算回路１８では、慣性装置
１６で計算された高度と速度に応じてオートパイロット
系ゲインが計算される。舵角および推力偏向角指令計算
回路１９では、航法計算回路１７から与えられる加速度
指令と慣性装置１６から与えられる加速度の計測データ
とから加速度偏差を算出し、この偏差にゲイン計算回路
１８で計算されたオートパイロット系ゲインの乗数を掛
け合わせ、またこの掛け合わせた結果と慣性装置１６か
ら与えられる角速度に基づいて、誘導飛しょう体１が目
標体３に会合するまでの所定の航法を実現する舵角指令
および推力偏向角指令を計算する。この舵角指令は操舵
翼駆動装置２０に出力され、操舵翼９が操舵されて誘導
飛しょう体１において所要の舵角が取られる。また、舵
角および推力偏向角指令計算回路１９からの推力偏向角
指令は、推力偏向装置１４に入力され、所要の方向に誘
導飛しょう体１の推力が偏向される。

【０００７】次に、従来の誘導飛しょう体１が、母機２
から発射されてから目標体３に会合するまでの誘導過程
について説明する。

【０００８】図１０は、母機２から発射され後方に向け
て飛しょうする誘導飛しょう体１の挙動を示す図であ
る。図において、２１は、誘導飛しょう体１が例えば速
度Ｖ０で飛行中の母機２から後方に向けて発射され、機
体後方に向かう速度Ｖｂで飛しょうしている段階、２２
は推進装置１１が点火され、誘導飛しょう体１が機体後
方を向いた速度Ｖｃで飛しょうしている段階、２３は誘
導飛しょう体１が推進装置１１からドーム７に向かう方
向（機体前方）の速度Ｖａで飛しょうしている段階を示
す。

【０００９】母機２に対して脅威となる目標体３の存在
が確認された後、母機２から発射された誘導飛しょう体
１は、推進装置１１が点火される前の段階２１のよう
に、母機２の速度Ｖ０とほぼ同じ機体後方に向かう飛し
ょう速度Ｖｂで飛しょうする。その後、推進装置１１が
点火されると、初期には機体後方に向かう速度Ｖｃを持
つ段階２２を経過する。その後誘導飛しょう体１は加速
され、最終的に機体前方に向かう飛しょう速度Ｖａを持
つ段階２３に至って目標体３まで誘導される。このよう
な過程を経る間に、誘導飛しょう体１は空力的に不安定
な速度領域である機体後方に向かう速度Ｖｃを持つ段階
２２を経過し、さらに機体速度がゼロ近傍となる速度領
域も経過していく。

【００１０】図１１は従来の誘導飛しょう体１に作用す
る空力的なモーメントを示す図であり、図１１（ａ）は
機体前方へ飛しょうする場合、図１１（ｂ）は機体後方
へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。図１１（ａ）にお
いて、Ｖａは機体前方へ飛しょうする段階２３の誘導飛
しょう体１の速度ベクトル、αは機体周囲の気流に対す
る迎え角、Ｌ１は前翼１０の揚力、Ｘｃ１は重心ＣＧ１
から前翼１０の空力中心までの距離、Ｌ２は後翼８の揚
力、Ｘｃ２は重心ＣＧ１から後翼８の空力中心までの距
離、Ｍａは機体前方へ飛しょうする段階２３の場合の重
心ＣＧ１周りの回転モーメント、Ｖａｉｒは気流の速度
ベクトル（対気速度）を示す。

【００１１】誘導飛しょう体１が機体前方へ向かう速度
Ｖａを持つ段階２３においては、空力的な静安定性を確
保するために、例えば迎え角αの場合に数１に示すよう
に、前翼１０の揚力Ｌ１、重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ
１、後翼８の揚力Ｌ２および重心ＣＧ１からの距離Ｘｃ
２との関係から、ドーム７側で迎え角αを低減させる頭
下げのモーメントＭａが発生するように構成する。（モ
ーメントは頭上げ正とする。）

【００１２】

【数１】

【００１３】すなわち、機体周囲の気流の乱れによって
気流の方向が変化するなどの外乱が作用して迎え角αが
発生しても、それを打ち消すモーメントＭａが生じて機
体４の気流に対する静安定が確保できる。なお、この時
誘導飛しょう体１の空力中心は重心ＣＧ１よりも気流に
対して下流側にある。

【００１４】一方、母機２から発射直後には、誘導飛し
ょう体１は機体後方に向かう速度を持つ段階２１にな
る。ここで誘導飛しょう体１が迎え角αをとる時に、操
舵翼９および推力偏向装置１４が作動しない状態を仮定
すると、段階２３における誘導飛しょう体１の場合と同
様に、図１１（ｂ）に示すように前翼１０の揚力Ｌ１、
後翼８の揚力Ｌ２が発生する。その場合に重心位置がほ
ぼ同一とすると、段階２３の場合と同様に揚力によって
モーメントが発生するが、ここでのモーメントＭｂは数
２に示すようになるため、推進装置１１側で頭上げのモ
ーメントとなり迎え角αを更に増大させる方向に作用す
る。

【００１５】

【数２】

【００１６】その結果、前翼１０と後翼８のみでは気流
に対する姿勢の維持が困難になり、絶えず推力偏向装置
１４や操舵翼９を用いて迎え角αによって生ずるモーメ
ントを打ち消すモーメントを常に発生させる必要があ
る。なお、この時の誘導飛しょう体１の空力中心は重心
ＣＧ１よりも気流に対して上流側にある。

【００１７】

【発明が解決しようとする課題】誘導飛しょう体が母機
から後方に向けて発射された場合、その飛しょう過程に
おいて飛しょう速度が機体後方（負の速度）から前方
（正の速度）に変化する。このとき、最初の従来例で示
した図８のような推力偏向装置を用いた誘導飛しょう体
１においては、次のような問題があった。

【００１８】誘導飛しょう体１では機体後方に飛しょう
している間は前翼１０と後翼８にそれぞれ作用する揚力
のバランスにより、迎え角αを増大させる頭上げのモー
メントが発生し空力的に不安定な状態が生じて、機体４
の姿勢安定の確保が困難になるという問題があった。

【００１９】また、機体４の姿勢安定を確保するため
に、推力偏向装置１４および操舵翼９を用いて推力や揚
力を偏向させ、この頭上げのモーメントを打ち消す方向
にモーメントを発生させるような機体４の姿勢制御を行
ったとしても、その制御力を上回る外乱が加わった場合
には制御不能となるという問題があった。

【００２０】また、推力偏向装置１４は機体４が母機２
から発射された直後のように推進装置１１が作動しない
場合には推力を偏向させることが不可能であるため、こ
の頭上げのモーメントを打ち消すモーメントを発生させ
ることは不可能であり、なんらかの原因で推進装置１１
が作動しない場合には制御不能となるという問題があっ
た。

【００２１】また、内部に推力偏向装置１４を備えた推
進装置１１においては、機体後方に向かう速度で飛しょ
う中に頭上げのモーメントによって常に姿勢の不安定な
状態が生じるので、機軸方向の推力に加えて、推力偏向
のために機軸に垂直な方向の推力を絶えず発生させて機
体４の姿勢を常に維持する必要がある。このため、機体
４に大容量の推進薬を搭載するとともに、高出力のノズ
ルを実装する必要があり、機体４が大型化するという問
題があった。また誘導飛しょう体１を搭載するための航
空機は、一般に搭載物の質量や大きさに制限があるた
め、このような機体４の大型化によって搭載母機にも問
題が生じる可能性があった。

【００２２】この発明は係る課題を解決するためになさ
れたものであり、推力偏向装置のみ、あるいは空力特性
変更装置のみを利用した従来のものと比較して、機体後
方から前方に向かうまでの全ての速度領域で、より安定
な飛しょうを確保できる誘導飛しょう体を得ることを目
的とする。

【００２３】

【課題を解決するための手段】第１の発明による誘導飛
しょう体は、飛行中の航空機から分離され、前部を当該
航空機の後方へ向けて飛しょうさせる誘導飛しょう体に
おいて、前記誘導飛しょう体の機体前部に配設された安
定翼と、前記機体の後部に配設され、複数の平面翼が交
差して格子形状を成す格子翼と、前記機体の推力を偏向
させる推力偏向手段と、機体の飛しょう速度が零近傍で
あることを検知する検知手段と、前記検知手段での検知
に応じて前記格子翼の舵角範囲を切り替えて操舵する操
舵翼駆動装置とを具備したものである。

【００２４】第２の発明による誘導飛しょう体は、第１
の発明において、機体後部に配設され、母機搭載時には
前記格子翼の抵抗を低減し、発射直後には機体軸まわり
に回転して前記格子翼の操舵による揚力の偏向を妨げる
ことを回避するフィンとを具備したものである。

【００２５】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１、図２、図
３、図４および図５を用いてこの発明に係る実施の形態
１について説明する。図１はこの実施形態における誘導
飛しょう体２４の制御系の構成を示す図であり、図にお
いて２５は格子翼回転判定回路を示し、その他は図１３
の従来例と同じものである。また図２はこの実施の形態
における誘導飛しょう体２４の構成要素を示す図であ
り、図２（ａ）は機体後方へ飛しょうする場合、図２
（ｂ）は機体前方へ飛しょうする場合をそれぞれ示す。
図において、２６は機体４の後部（図の左側）に設けら
れ、複数の平面翼が交差して格子形状を成す格子翼を示
す。格子翼２６は機体４の胴体外周を機軸方向から見て
４等分する各位置に１枚づつ計４枚が一組となって装着
される。また、図３は母機２から発射もしくは投下され
た誘導飛しょう体２４の挙動を示す図である。

【００２６】次に動作について説明する。図３におい
て、誘導飛しょう体２４が速度Ｖ０（例えば超音速領
域）で飛行する母機２に搭載されいる段階を２７とす
る。母機２から発射もしくは投下された誘導飛しょう体
２４は、段階２８に示すように、分離直後には速度Ｖｂ
で母機２の進行方向に向かって飛しょうする。この時、
図２（ａ）に示すように誘導飛しょう体２４は、機体４
のドーム７を後方にし、機体４に保持されたカバー１２
を先頭にして機体後方に飛しょうする。この段階２８で
は、機体４の空気抵抗の働きにより母機２と同じ方向に
向かう速度Ｖｂは減速される。この時カバー１２を備え
ることによって推進装置１１内部への気流の流入を防ぐ
ことができる。

【００２７】その後、母機２より分離されてからｔｒ１
秒後には、図３の段階２９に示すように推進装置１１が
点火されるとともに、カバー１２の保持部材が外れてカ
バー１２が機体後方に放出される段階に至る。この段階
２９では、推進装置１１の推進力と機体４の空気抵抗の
働きにより、母機２と同じ方向、すなわち機体後方に向
かう速度Ｖｃ（たとえば亜音速領域）は減速され、母機
２から分離されてからｔｗ１秒後には、母機２の進行方
向とは逆の方向、すなわち機体前方に向かう速度Ｖａを
持つようになり、段階３０に示す飛しょう状態に至る。
また、誘導飛しょう体２４は、母機２から分離される時
に母機２より点火時間ｔｒ１を設定するための情報が与
えられ、推進装置１１において予め点火時間ｔｒ１が設
定される。格子翼２６は段階２９までは操舵翼駆動装置
２０により図２（ａ）中のアからイの範囲に舵角範囲を
固定されており、段階３０においては図２（ｂ）中のウ
からエの範囲に舵角範囲を固定されている。

【００２８】ここで、図４により格子翼２６の空力特性
について説明する。図４（ａ）は平板翼の空力特性の様
子を示している。３１は迎角ゼロ付近の状態、３２は迎
角９０度付近の状態を示す。平板翼は迎角が小さいとき
は抵抗Ｄ５に比べ揚力Ｌ５が大きいが、迎角が大きくな
ると、失速して揚力Ｌ６は抵抗Ｄ６に比べ非常に小さく
なる。一方、格子翼２６は図４（ｂ）に示すように、図
４（ａ）の平板翼が平行に列を成したものである。３３
は迎角ゼロ付近の状態、３４は迎角９０度付近の状態を
示す。状態３３は図２（ｂ）中の舵角範囲がウからエの
状態に相当し、状態３４は図２（ａ）中のアからイの状
態に相当する。状態３３では各々の平板翼は揚力Ｌ５を
発生するが、状態３４では各々の平板翼は列を成してい
るため失速しにくく、単独の平板翼の揚力Ｌ６より大き
な揚力Ｌ７が発生する。したがって、格子翼２６は単独
の平板翼では失速してしまう高迎角であっても揚力を確
保することができる。ただし、状態３４で発生する揚力
Ｌ７は状態３３で発生する揚力Ｌ５に比べて小さい。

【００２９】次に、図１により格子翼２６の回転制御と
その原理を説明する。機体４の速度が減速されていく過
渡の段階２９、３０では、飛しょう速度の変化により機
体４の制御に必要な回路のゲインなどが大幅に変化す
る。そこで図９に示した従来の誘導飛しょう体１と同様
に、誘導装置５では目標追尾信号に基づいて目標誘導信
号が計算される。慣性装置１６では、その慣性センサ部
で機体４の角速度と加速度が計測されて慣性装置１６と
舵角および推力偏向角指令計算回路１９に出力されると
ともに、その計算部で飛しょう高度と速度などが計算さ
れてゲイン計算回路１８に出力され、ゲイン計算回路１
８においてこの高度と速度に応じたオートパイロット系
ゲインの乗数が計算される。また、航法計算回路１７で
は、誘導装置５からの目標誘導信号と慣性装置１６から
の角速度と加速度に基づいて加速度指令あるいは角速度
指令が計算される。舵角および推力偏向角指令計算回路
１９では、航法計算回路１７からの角速度指令、加速度
指令と、慣性装置１６からの角速度、加速度の観測デー
タと、ゲイン計算回路１８からの乗数によって、所定の
航法を実現する舵角および推力偏向角指令が計算され、
その舵角指令を操舵翼駆動装置２０に出力し、またその
推力偏向角指令を推力偏向装置１４に出力する。この出
力された舵角指令、および推力偏向角指令に基づいて、
操舵翼駆動装置２０および推力偏向装置１４は機体４に
対して時々刻々と所要の姿勢制御を行う。例えば図２
（ａ）において、カバー１２の先端を上げる方向に誘導
飛しょう体２４の機体４を傾ける舵角指令が出力された
場合は、操舵翼駆動装置２０が格子翼２６を図に向かっ
て左回り（図の矢印アの方向）に回し、またカバー１２
の先端を下げる方向に誘導飛しょう体２４の機体４を傾
ける舵角指令が出力された場合は、操舵翼駆動装置２０
が格子翼２６を図に向かって右回り（図の矢印イの方
向）に回すようにして操舵が行なれる。また、例えば図
２（ｂ）において、ドーム７の先端を上げる方向に誘導
飛しょう体２４の機体４を傾ける舵角指令が出力された
場合は、操舵翼駆動装置２０が格子翼２６を図に向かっ
て右回り（図の矢印エの方向）に回し、またカバー１２
の先端を下げる方向に誘導飛しょう体２４の機体４を傾
ける舵角指令が出力された場合は、操舵翼駆動装置２０
が格子翼２６を図に向かって左回り（図の矢印ウの方
向）に回すようにして操舵が行なれる。さらに、ドーム
７の先端を上げる方向に誘導飛しょう体２４の機体４を
傾ける推力偏向角指令が出力された場合は、推力偏向装
置１４が図の下方向（図の矢印カの方向）に推力を与
え、ドーム７の先端を下げる方向に誘導飛しょう体２４
の機体４を傾ける推力偏向角指令が出力された場合は、
推力偏向装置１４が図の上方向（図の矢印オの方向）に
推力を与えるようにして推力偏向が行なわれる。

【００３０】さらに、この実施の形態においては、慣性
装置１６で観測された飛しょう速度が格子翼回転判定回
路２５へ与えられる。格子翼回転判定回路２５におい
て、この観測された飛しょう速度が、速度零近傍の所定
の速度基準値（例えば時速５０ｋｍ）を下回り、機体後
方から前方へと飛しょう速度が逆転することが検知され
ると、舵角回転指令が発生される。操舵翼駆動装置２０
では、格子翼回転判定回路２５から舵角回転指令を与え
られて格子翼２６を９０度回転動作させる。その結果図
４（ｂ）に示すように、格子翼２６の発生する揚力が大
きくなり、飛しょう経路における機体４の静安定性が確
保される。

【００３１】ここで飛しょう速度と静安定との関係を詳
細に説明する。図５（ａ）は格子翼２６の舵角範囲がウ
からエの範囲に制限されている時に誘導飛しょう体２４
に作用する空力的なモーメントを示し、図５（ｂ）は格
子翼２６の舵角範囲がアからイの範囲に制限されている
時に誘導飛しょう体２４に作用する空力的なモーメント
を示す図である。

【００３２】誘導飛しょう体２４が機体後方に向かう速
度Ｖｂで飛しょうする図３の段階２８の場合、誘導飛し
ょう体２４が気流に対して迎え角αをとったと仮定する
と、図５（ｂ）に示すように、格子翼２６で揚力Ｌ４が
発生する。この揚力Ｌ４と前翼１０が発生する揚力Ｌ
１、格子翼２６の空力中心と重心ＣＧ２との距離Ｘｃ
３、前翼１０の空力中心と重心ＣＧ２との距離Ｘｃ１と
の間に数３に示すモーメントバランスの関係が成り立
つ。

【００３３】

【数３】

【００３４】段階２８では、格子翼２６の迎角範囲をア
からイの範囲に制限するため、発生する揚力Ｌ４を小さ
くできる。したがって、迎え角αをとった場合、機体４
の重心ＣＧ２まわりにカバー１２側で迎え角αを低減さ
せる頭下げのモーメントＭｄ（Ｍｄ＜０）を発生するこ
とが可能となる。（モーメントは頭上げを正とする。）
なお、誘導飛しょう体２４が機体後方に向かう速度Ｖｃ
で飛しょうする段階２９の場合も、段階２８の場合と同
様のモーメントを発生する。よって、誘導飛しょう体２
４が機体後方に向けて飛しょうする場合には、迎え角α
が発生した時にそれを打ち消すモーメントＭｄが発生
し、気流に対する機体４の静安定が確保できる。

【００３５】また、推進装置１１の推力と空気抵抗の作
用により、誘導飛しょう体２４の飛しょう速度が逆転
し、速度Ｖａで機体前方へ飛しょうする図３の段階３０
に至る場合には、格子翼２６の迎角範囲はウからエの範
囲に制限される。ここで誘導飛しょう体２４が気流に対
して図５（ｂ）の場合と同じ迎え角αをとったと仮定す
ると、図５（ａ）に示すように、格子翼２６で揚力Ｌ３
が発生する。この揚力Ｌ３と前翼１０が発生する揚力Ｌ
１、格子翼２６の空力中心と重心ＣＧ２との距離Ｘｃ
３、前翼１０の空力中心と重心ＣＧ２との距離Ｘｃ１と
の間に数４に示すモーメントバランスの関係が成り立
つ。

【００３６】

【数４】

【００３７】段階３０では、格子翼２６の迎角範囲をウ
からエの範囲に制限するため、発生する揚力Ｌ３を大き
くできる。したがって、機体４の重心ＣＧ２まわりにド
ーム７側で迎え角αを低減させる頭下げのモーメントＭ
ｃ（Ｍｃ＜０）を発生することが可能となる。その結
果、誘導飛しょう体２４が機体前方に向けて飛しょうす
る場合でも、空力的な静安定が確保され、気流に対する
機体４の姿勢を安定に保つことができる。

【００３８】一方、誘導飛しょう体２４は、飛しょう速
度が機体後方から機体前方へと変化する過渡期で、速度
が零近傍となる速度領域を通過する。この速度領域で
は、各翼に作用する揚力が小さくなり、誘導飛しょう体
２４にとって空力的に不安定な状態が発生する。

【００３９】このため、この実施の形態の誘導飛しょう
体２４では、推力偏向装置１４によって機体４の姿勢を
安定に保つように制御を行う。例えば、図１に示す舵角
および推力偏向角指令計算回路１９は、慣性装置１６で
観測される飛しょう速度の大きさが所定値より小さくな
った（例えば速度の大きさが３０ｍ/ｓ以下になった）
ことが検知されると、慣性装置１６で観測される速度と
加速度に基づいて、機体４を空間安定させるように機軸
に対して垂直な方向の推力を与える推力偏向指令を発生
する。推力偏向装置１４では、舵角および推力偏向角指
令計算回路１９から推力偏向角指令を与えられて、その
間は絶えず推力偏向装置１４によって推力偏向制御が行
われて機体４の姿勢が安定に保たれる。

【００４０】実施の形態２．図６はこの実施の形態にお
ける誘導飛しょう体２４の構成要素を示す図である。図
において、３５はカバー１２に取り付けられたフィンで
あり、他はこの発明に係わる実施の形態１と同様であ
る。図６（ａ）は誘導飛しょう体２４が図３中に示す母
機２に搭載されている状態２７での形態を示し、図６
（ｂ）は母機２から発射直後の状態２８での形態、図６
（ｃ）は推進装置１１が点火された状態２９での形態を
示す。

【００４１】母機２に搭載されているとき、図６（ａ）
に示すように、フィン３５は機体４の胴体外周を機軸方
向から見て４等分する各位置に１枚づつ計４枚が一組と
なって格子翼２６と同じ位置に装着され、格子翼の空気
抵抗を低減して、母機２の誘導飛しょう体２４を搭載時
の抵抗の増大による航続距離短縮等の影響を小さくして
いる。

【００４２】誘導飛しょう体２４が発射され、推進装置
１１が点火されるまでの間、図６（ｂ）に示すように、
フィン３５はカバー１２とともに油圧やモーター等の動
力によって機体軸まわりに４５度回転する。このことに
よって、誘導飛しょう体２４が機体後方に向けて飛しょ
うする状態２８において、格子翼２６の操舵による揚力
偏向を妨げることを回避する。

【００４３】さらに、推進装置１１が点火されると図６
（ｃ）に示すように、カバー１２の保持部材が外れて、
フィン３５はカバー１２とともに機体後方に放出され
る。

【００４４】

【発明の効果】この発明に係る誘導飛しょう体は上記の
ように構成されているので、以下に記載するような効果
を奏する。

【００４５】第１の発明によれば、航空機から分離され
後方に向け航空機後方に飛しょうする誘導飛しょう体に
おいて、飛しょう体速度が機体後方のときは格子翼を機
体に垂直な方向に向けて操舵することにより静安定を確
保し、飛しょう体速度が機体前方のときは格子翼を機体
に平行な方向に向けて操舵することにより静安定を確保
することによって、機体後方から前方に向かうまでの全
ての速度領域で、より安定な飛しょうを確保できる誘導
飛しょう体を得ることができる。

【００４６】第２の発明によれば、航空機から分離され
後方に向け航空機後方に飛しょうする誘導飛しょう体に
おいて、格子翼の機体後方に機軸方向に回転可能なフィ
ンを装着することで、航空機に搭載されている誘導飛し
ょう体の抵抗を低減して航空機の抵抗増大を抑え、かつ
発射直後の格子翼の操舵による制御を妨げることを回避
できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１の
制御系の構成図である。

【図２】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１を
示す構成図である。

【図３】 の発明の誘導飛しょう体の実施の形態の挙動
を示す図である。

【図４】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける格子翼の特性を示す図である。

【図５】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態１に
おける空力的なモーメントを示す図である。

【図６】 この発明の誘導飛しょう体の実施の形態２を
示す構成図である。

【図７】 誘導飛しょう体システムの概念を示す図であ
る。

【図８】 従来の誘導飛しょう体を示す構成図である。

【図９】 従来の誘導飛しょう体の制御系の構成図であ
る。

【図１０】 従来の誘導飛しょう体の挙動を示す図であ
る。

【図１１】 従来の誘導飛しょう体における空力的なモ
ーメントを示す図である。

【符号の説明】

１ 従来の誘導飛しょう体 ２ 母機 ３ 目標体 ４ 機体 ５ 誘導装置 ６ シーカ部 ７ ドーム ８ 後翼 ９ 操舵翼 １０ 前翼 １１ 推進装置 １２ カバー １３ ノズル １４ 推力変更装置 １５ ベーン １６ 慣性装置 １７ 航法計算回路 １８ ゲイン計算回路 １９ 迎角および推力偏向角指令計算回路 ２０ 操舵翼駆動装置 ２１ 誘導飛しょう体が機体後方に向かう速度Ｖｂで飛
しょうする段階 ２２ 誘導飛しょう体が機体後方に向かう速度Ｖｃで飛
しょうする段階 ２３ 誘導飛しょう体が機体前方に向かう速度Ｖａで飛
しょうする段階 ２４ 誘導飛しょう体 ２５ 格子翼回転判定回路 ２６ 格子翼 ２７ 誘導飛しょう体が母機に搭載されている段階 ２８ 誘導飛しょう体が機体後方に向かう速度Ｖｂで飛
しょうする段階 ２９ 誘導飛しょう体が機体後方に向かう速度Ｖｃで飛
しょうする段階 ３０ 誘導飛しょう体が機体前方に向かう速度Ｖａで飛
しょうする段階 ３１ 平板翼が迎角零付近の空力荷重の状態 ３２ 平板翼が迎角９０度付近の空力荷重の状態 ３３ 格子翼が迎角零付近の空力荷重の状態 ３４ 格子翼が迎角９０度付近の空力荷重の状態 ３５ フィン

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛行中の航空機から分離され、前部を当
   該航空機の後方へ向けて飛しょうさせる誘導飛しょう体
   において、前記誘導飛しょう体の機体前部に配設された
   安定翼と、前記機体の後部に配設され、複数の平面翼が
   交差して格子形状を成す格子翼と、前記機体の推力を偏
   向させる推力偏向手段と、機体の飛しょう速度が零近傍
   であることを検知する検知手段と、前記検知手段での検
   知に応じて前記格子翼の舵角範囲を切り替えて操舵する
   操舵翼駆動装置とを具備したことを特徴とする誘導飛し
   ょう体。
2. 【請求項２】 機体後部に配設され、母機搭載時には前
   記格子翼の抵抗を低減し、発射直後には機体軸まわりに
   回転して前記格子翼の操舵による揚力の偏向を妨げるこ
   とを回避するフィンとを具備したことを特徴とする請求
   項１記載の誘導飛しょう体。