JPS63298000A - 飛行体 - Google Patents

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〕 この発明は飛行体に関し、特に気象観測や軍事上の目的
をもって飛行する飛行体の経路・姿勢を安定化する経路
・姿勢安定方式に関するものである。

〔従来の技術〕

従来技術の例として良く知られたパラシュートの姿勢安
定効果を第４図を用いて説明する。第４図において、ｌ
は観測機器等のロード、２はパラシュートのキャノピ−
１３はパラシュートの支持網、４は支持点、５はロード
の重心、６はキャノピ−２の空力中心である。

バラシェードでは、ロードの重心５に作用する重力１１
と、パラシェードの空力中心６に作用する抗力りとがそ
れぞれ支持点４を中心に反対方向に作用し、これにより
パラシュートの姿勢を鉛直に安定化させるモーメントを
作り出す、なお、ここでは説明の便宜上キャノピ−２お
よび支持網３に作用する重力、およびロード１に作用す
る抗力は省略している。

次にミサイルなど一般の飛行体の姿勢安定原理について
第５図（ａ）、　（ｂ）を用いて説明する。第５図にお
いて、７は飛行体、８は飛行体の機軸、９は飛行体の重
心、１０は空力中心である。飛行体７は一様流１１の中
にあるものとする。このとき一様流１１によって飛行体
が受ける力１２をｆとすると、これは空力中心１０に作
用する。一様流１１と機軸８のなす角度αを迎え角と呼
ぶ０重心９と空力中心１１の間の距離をΔＸとすれば、
空気力ｆは重心９のまわりにΔｘ　ｓｉｎαのモーメン
トアームを有し、Ｍ−ｆΔｘｓｉｎαの頭下げモーメン
トを発生する。このように空気力学的に平衡状態（トリ
ム状態と呼ばれる）にある飛行体においては、迎え角α
が発生するとそれを打消すような方向にモーメントが働
き、進行方向が常に一様流１１の方向になるよう平衡す
る（これを風見安定と呼ぶ）、このためには重心９は常
に空力中心１０の前方になくてはならない、なお、ここ
では説明の便宜上、飛行体に作用する抗力、重力、揚力
は省略している。

次に飛行体の姿勢、経路を第３図を用いて説明する。飛
行体７を水平に速度■。で射出して、特に揚力を発生さ
せる制御を行なわなければ、重心加速度の作用により速
度ベクトルは次第に下方を向き、従って経路が下に向い
てくる。一様流の方向は速度ベクトルの逆方向になるの
で、もし飛行体が前記の風見安定を有せばその姿勢も次
第に下方を向く。

〔発明が解決しようとする問題点〕

このように従来の飛行体では時間の経過とともに速度ベ
クトルが下方を向き姿勢を水平に保つことができなかワ
た。また射出する方向が航空機の進行方向に沿っていれ
ば、はじめからトリム状態を実現できるが、発射機構上
の関係からそれができない場合や、また発射直後大きな
外乱モーメントを受ける場合など、飛行体が回転してし
まい、トリム状態になるまでに長時間かかり、かつ速度
を失ってしまう等の不具合があった。

この発明は上記のような問題点を解決するためになされ
たもので、射出俊速やかに姿勢を安定し、かつ一定時間
その経路および姿勢を水平に近く維持することができる
飛行体を提供することを目的とする。

〔問題点を解決するための手段〕

この発明に係る飛行体は、飛行体本体の後端に、飛行体
の射出により開傘して飛行体の飛行方向を安定させる小
型のバラシェードを取り付け、さらに上記飛行体本体の
後部に、飛行方向が上述の如く安定せられた後点火して
飛行体本体を加速させるロケットモータを搭載したもの
である。

〔作用〕

この発明においては、飛行体本体の後端に飛行体の射出
により開傘する小型のパラシュートを取り付け、さらに
飛行体本体を加速させるロケットモータを搭載したから
、射出直後にパラシュートを開傘して、前記に説明した
パラシュートの姿勢安定効果により瞬時に飛行体の姿勢
をその速度ベクトルの方向に安定させることができ、し
かもその直後パラシュートを切離してロケットモータを
点火して増速すれば、飛行体の失われた速度を回復でき
、一定時間水平に近い姿勢を維持できる。

〔実施例〕

以下、この発明の一実施例を図について説明する。

第１図は本発明の一実施例による飛行体を示し、図にお
いて、７は飛行体本体、１３は飛行体本体７の後端に取
り付けられ飛行体の射出により開傘して飛行体の飛行方
向を安定させる小型のパラシュート、１４はパラシュー
ト１３の着脱部でこれは粘性抵抗を有するシリンダ内に
挿入されている。

１５は飛行体本体７の後部に搭載され飛行体本体７を加
速させるロケットモータで、その点火機構はパラシェー
ドの開傘シラツクを利用して機械的に、あるいは電気的
に行うものが考えられるが、このような機構はミサイル
その他で既に利用されているものもあり、特に新しいも
のではない。

次に第２図を用いて作用効果について説明する。

航空機１６から射出された飛行体７は、当初航空機の速
度ベクトルＶＩ＋射出時の速度ベクトルｖｔの合ベクト
ル■。の速度ベクトルを有しており、また姿勢は不安定
で回転している場合も考えられるが、パラシュート１３
が開傘すると瞬間的に姿勢はｖｏの方向に安定する。そ
の直後にパラシュート１３を切離し、更に増速するため
にロケットモータ１５に点火する。この後空気抵抗によ
る速度の減少、及び重心加速度により経路角及び姿勢は
漸次下方を向いてくるが、その間一定時間はぼ水平に近
い姿勢と経路角を保つことができる。

またこの姿勢及び経路の安定時間はロケットモータ１５
により与える速度を増せば長くなる。

なお、パラシュート着脱部１４は、簡単には第１図に示
すような粘性抵抗を有するシリンダで良いが、これはパ
ラシュート１３の開傘シリンダを利用して、機械的にあ
るいはｔ磁的にパラシュートが飛行体本体７から゛離脱
するようにしてもよい。

〔発明の効果〕

以上のように、この発明に係る飛行体によれば、飛行体
本体の後端に、飛行体の射出により開傘するパラシュー
トを取り付け、さらに飛行体本体の後部に、飛行体本体
を加速させるロケットモータを搭載したので、簡単な機
構により射出後一定時間その経路及び姿勢を水平近くに
安定させて飛行することができる効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例による飛行体の構成の説明図
、第２図は上記実施例による射出飛行体の動作を示す図
、第３図は射出飛行体の経路及び姿勢変化を示す図、第
４図はパラシュートの姿勢安定効果を示す図、第５図は
一般の飛行体の姿勢安定原理を示す図である。 図において、７は飛行体本体、１３はパラシュート、１
４はパラシュートの着脱部、１５はロケットモータであ
る。 なお図中同一符号は同−又は相当部分を示す。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）空中の航空機から射出される飛行体において、 飛行体本体の後端に取り付けられ、飛行体の射出により
   開傘して飛行体の飛行方向を安定させる小型のパラシュ
   ートと、 上記飛行体本体の後部に搭載され、飛行方向が上記の如
   く安定せられた後点火して飛行体本体を加速させるロケ
   ットモータとを備えたことを特徴とする飛行体。
2. （２）上記小型のパラシュートは粘性抵抗を有するシリ
   ンダにより飛行体本体に取り付けられ、開傘後所定時間
   経過した時に飛行体本体から離脱するものであることを
   特徴とする特許請求の範囲第１項記載の飛行体。