GUIDED MISSILE

[1]
PROBLEM TO BE SOLVED: To control rotating motion around an axis of an airframe of a guided missile aerodynamically and enable posture control of the airframe and capture of a target body not only during flying ahead the airframe but also during flying behind the airframe in the guided missile launched or dropped toward the specified target body located behind the aircraft.

[2]
SOLUTION: The guided missile is provided with stabilizers 6 for maintaining aerodynamic static stability of an airframe, steering wings 7 with checkered patterns provided on the rear of a fuselage 5 for changing a steering angle at approximately 90° to make a lift surface approximately perpendicular to an air current when relative velocity of the airframe to the air current in minus and for changing the steering angle at approximately 0° to make the lift surface approximately parallel when the relative velocity is plus, and fins 9 provided on the edges of the steering wings 7 for generating moment around an axis of the airframe to enable attitude control around the axis of the airframe when the steering wings 7 becomes approximately perpendicular to the air current.

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COPYRIGHT: (C)2001,JPO

【特許請求の範囲】
【請求項1】  航空機の後方に位置する所定の目標体に向けて発射もしくは投下される誘導飛しょう体において、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記胴体の前部に設けられ、前記誘導飛しょう体が前記航空機から分離された直後の機体における気流に対する相対速度が負のときの機体の空力的静安定性を確保する安定翼と、前記胴体の後部に設けられ、機体の気流に対する相対速度が負のときには舵角を90度付近で変化させて揚力面を気流に対してほぼ垂直にすることで揚力を発生せず、相対速度が正のときには舵角を0度付近で変化させて揚力面を気流に対してほぼ平行にすることで揚力を発生する格子状の操舵翼と、この操舵翼の操舵軸部に設けられた操舵駆動部と、前記操舵翼の先端に設けられ、操舵翼が気流に対してほぼ垂直になるときに機体軸周りのモーメントを発生して機体軸周りの姿勢制御を可能とするフィンとを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。
【請求項2】  前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取ることで破壊して前記操舵翼と前記フィンを切り離す爆発ボルトとを備えて成ることを特徴とする請求項1記載の誘導飛しょう体。
【請求項3】  前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、前記フィンを機体後方に折畳むヒンジ機構と、このヒンジ機構に設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取ることで固定を解除するロック機構とを備えて成ることを特徴とする請求項1記載の誘導飛しょう体。
【請求項4】  前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、この角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに信号を発信する発信装置と、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、前記フィンを前記操舵翼の操舵軸と同じ方向に自由に回転させる回転機構と、この回転機構に設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取ることで固定を解除するロック機構とを備えて成ることを特徴とする請求項1記載の誘導飛しょう体。
【請求項5】  前記回転機構に設けられ、通常は前記操舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取ることで前記フィンの固定を解除し、回転した前記フィンを90度回転した位置で再び固定するロック機構とを備えて成ることを特徴とする請求項4記載の誘導飛しょう体。

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【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】この発明は、航空機の後方に位置する所定の目標体に向けて発射もしくは投下される誘導飛しょう体に関するものである。
【0002】
【従来の技術】図6は例えば特許公報第2912368号に記載された、航空機(以下母機とする)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挙動を示す図である。1は誘導飛しょう体、2は速度V 0 で飛行し前記誘導飛しょう体1を発射する母機、3は前記母機2の後方にある目標体、4は誘導飛しょう体1に推進力を発生する推進装置、アは誘導飛しょう体1が母機2に搭載されている段階、イは誘導飛しょう体1が飛行中の母機2から後方に向けて発射され、機体後方に向かう速度V B で飛しょうしている段階、ウは推進装置4が点火された後、機体後方に向かう速度が減速され誘導飛しょう体1の速度が0となる段階、エは誘導飛しょう体1が加速され機体前方に向かう速度V F で飛しょうしている段階を示す。
【0003】図6において、段階アでは誘導飛しょう体1は母機2の後方に向けて搭載されている。母機2の後方で脅威となる航空機、誘導弾などの目標体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4が点火される前の段階イのように、母機とほぼ同じ機体後方に向かう飛しょう速度V B で飛しょうする。その後、推進装置4が点火されると、機体後方に向かう飛しょう速度が減速され飛しょう速度0となる段階ウの状態を経過して、最終的に機体前方に向かう飛しょう速度V F をもつ段階エに至って目標体3まで誘導される。つまり、誘導飛しょう体1の飛しょう速度の向きが機体後方である時は気流に対する相対速度は負であり、また飛しょう速度の向きが機体前方である時は気流に対する相対速度は正である。したがって誘導飛しょう体1はこのような飛しょう過程において、気流に対する相対速度が負から正に変化する。
【0004】図7は従来の誘導飛しょう体1の構成図であり、図7(a)は誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする状態、図7(b)は機体前方へ飛しょうする状態をそれぞれ示す。5は誘導飛しょう体1の胴体、6は誘導飛しょう体1の安定翼、7は誘導飛しょう体1の格子状の操舵翼、Gは誘導飛しょう体1の重心、Xは誘導飛しょう体1の機体軸、N 1 は安定翼6の揚力、L 1 は重心Gから安定翼6の空力中心までの距離、N 2 は操舵翼7の揚力、ΔN 2 は操舵翼7の操舵による揚力N 2 の増加分、L 2 は重心Gから操舵翼7の空力中心までの距離、R 2 は機体軸Xから操舵翼7の空力中心までの距離、αは機体周囲の気流に対する迎角、V AIR は気流の速度ベクトル、M PB は機体後方へ飛しょうする段階イにおける重心G周りの機体縦方向モーメント、M RB は機体後方へ飛しょうする段階イにおける機体軸周りのモーメント、M PF は機体前方へ飛しょうする段階エにおける重心G周りの機体縦方向のモーメント、M RF は機体前方へ飛しょうする段階エにおける機体軸周りのモーメントである。
【0005】誘導飛しょう体1が機体前方へ飛しょうする段階エにおいて、誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PF とM RF は数1のごとく表される。
【0006】
【数1】
【0007】数1に示すモーメントM PF とM RF は、機体前方へ飛しょうする段階エでの誘導飛しょう体1の空力的な姿勢制御に関して重要なパラメータとなる。誘導飛しょう体1の進路変更や機体周囲の流れの乱れなどの外乱によって迎角αが増大しても、モーメントM PF は正となり、迎角αの増大を打ち消す方向に作用する。したがって誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、誘導飛しょう体1の発射時の慣性や機体周囲の流れの乱れなどの外乱によって機体軸X周りの回転が生じたとしても、操舵翼7を操舵することでモーメントM RF を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0008】一方、誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする段階イにおいて、誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PB とM RB は数2のごとく表される。
【0009】
【数2】
【0010】数2に示すモーメントM PB とM RB は、機体後方へ飛しょうする段階イでの誘導飛しょう体1の空力的な姿勢制御に関して重要なパラメータとなる。誘導飛しょう体1の進路変更や機体周囲の流れの乱れなどの外乱によって迎角αが増大しても、操舵翼7は力を発生しない様に折畳むことでモーメントM PB は正とすることが出来、迎角αの増大を打ち消す方向に作用する。したがって誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。しかし、誘導飛しょう体1の発射時の慣性や機体周囲の流れの乱れなどの外乱によって機体軸X周りの回転が生じたとしても、操舵翼7を折畳んでいることでモーメントM RB は0となり、機体軸X周りの回転運動を押さえることは不可能となる。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】後方発射可能な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から前方に変化する。このとき従来の誘導飛しょう体1においては、後方に飛しょうしている間には操舵翼7を折畳むことで、常に機体の縦方向の姿勢安定の確保を実現している。しかし、後方に飛しょうしている間、操舵翼7を折畳んでいるが故に機体軸X周りの回転運動を制御することが不可能なため、その回転運動の角速度が大きくなる恐れがある。このため、機体の姿勢制御が困難になるだけでなく、目標を補足し追尾する誘導装置が目標体3を補足できない状態になるという問題も発生する。また、こういった場合、誘導飛しょう体1が目標体3に到達できないばかりか、どこに到達するか分からない予測不能の状態になるという問題があった。したがってこの発明は、航空機の後方に位置する所定の目標体に向けて発射もしくは投下される誘導飛しょう体において、機体前方に飛しょうしている間だけでなく機体後方に飛しょうしている間でも機体軸周りの回転運動を空力的に制御し、機体の姿勢制御と目標体の補足を可能とする誘導飛しょう体を提案するものである。
【0012】
【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、航空機の後方に位置する所定の目標体に向けて発射もしくは投下される誘導飛しょう体において、この誘導飛しょう体の胴体の後部に設けられた推進装置と、前記胴体の前部に設けられ、前記誘導飛しょう体が前記航空機から分離された直後の機体における気流に対する相対速度が負のときの機体の空力的静安定性を確保する安定翼と、前記胴体の後部に設けられ、機体の気流に対する相対速度が負のときには舵角を90度付近で変化させて揚力面を気流に対してほぼ垂直にすることで揚力を発生せず、相対速度が正のときには舵角を0度付近で変化させて揚力面を気流に対してほぼ平行にすることで揚力を発生する格子状の操舵翼と、この操舵翼の操舵軸部に設けられた操舵駆動部と、前記操舵翼の先端に設けられ、操舵翼が気流に対してほぼ垂直になるときに機体軸周りのモーメントを発生して機体軸周りの姿勢制御を可能とするフィンとを備えたものである。
【0013】第2の発明による誘導飛しょう体は、前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに破壊して前記操舵翼と前記フィンを切り離す爆発ボルトとを備えて成るものである。
【0014】第3の発明による誘導飛しょう体は、前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに前記フィンを機体後方に折畳むヒンジ機構とを備えて成るものである。
【0015】第4の発明による誘導飛しょう体は、前記操舵駆動部に設けられ、前記操舵翼の舵角を検出する角度センサーと、前記操舵翼と前記フィンの間に設けられ、機体の気流に対する相対速度が負のときには前記操舵翼に前記フィンを固定し、機体の気流に対する相対速度が負から正に変化して前記角度センサーが検出した操舵翼の舵角検出値がある値以下になったときに前記フィンを前記操舵翼の操舵軸と同じ方向に自由に回転させる回転機構とを備えて成るものである。
【0016】第5の発明による誘導飛しょう体は、前記回転機構に設けられ、前記操舵翼に前記フィンを固定し、前記発信装置の信号を受け取ることで前記フィンを解除し、回転した前記フィンを90度回転した位置で再び固定するロック機構とを備えて成るものである。
【0017】
【発明の実施の形態】実施の形態1.図1はこの発明の実施の形態1を示す構成図であり、図1(a)は誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図1(b)は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示す。8は操舵翼7の操舵軸部に設けられた操舵駆動部、9は操舵翼の先端に設けられたフィン、A 2 は操舵翼7の抵抗、N 3 はフィン9の揚力、A 3 はフィン9の抵抗、ΔN 3 は操舵翼7の操舵によるフィン9の揚力N 3 の増加分、R 3 は機体軸Xからフィン9の空力中心までの距離である。
【0018】誘導飛しょう体1が段階イの状態を示す図1(a)において、操舵駆動部8によって操舵翼7の揚力面は気流V AIR に対してほぼ垂直に制御されるが、操舵翼7は格子状であるため揚力N 2 は発生せず、抵抗A 2 も非常に小さい。また、フィン9は安定翼6に比べて揚力面が小さいため、フィン9の揚力N 3 は安定翼6の揚力N 1 に比べて非常に小さい。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PB とM RB は数3のごとく表される。
【0019】
【数3】
【0020】モーメントM PB は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角90度付近で操舵することでモーメントM RB を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0021】一方、誘導飛しょう体1が段階エの状態を示す図1(b)において、操舵駆動部8によってフィン9の揚力面は気流V AIR に対してほぼ垂直に制御され、抵抗A 3 が発生する。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PF とM R F は数4のごとく表される。
【0022】
【数4】
【0023】モーメントM PF は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角0度付近で操舵することでモーメントM RF を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0024】実施の形態2.上述の実施の形態1では、フィン9の抵抗A 3 の分だけ誘導飛しょう体1の機体前方に飛しょうしてる間の抵抗が増加するため、射程が従来より多少短くなる恐れがある。したがってこの発明の実施の形態2では、機体前方に飛しょうしている間のフィン9による抵抗を低減した誘導飛しょう体を提案する。
【0025】図2はこの発明の実施の形態2を示す構成図であり、図2(a)は誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図2(b)は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示す。10は操舵翼7の角度を検出する角度センサー、11は角度センサー10の検出値によって信号を発進する発信装置、12はフィン9を操舵翼7の先端に固定し、発信装置11の信号を受け取ることで破壊してフィン9を操舵翼7から切り離す爆発ボルトである。
【0026】誘導飛しょう体1が段階イの状態を示す図2(a)において、操舵駆動部8によって操舵翼7の揚力面は気流V AIR に対してほぼ垂直に制御され、角度センサー10の検出値は約90度となる。この場合、発信装置11は爆発ボルト12に信号を送らず爆発ボルト12は破壊しないため、フィン9は切り離されない。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PB とM RB は数3のごとく表される。
【0027】モーメントM PB は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角90度付近で操舵することでモーメントM RB を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0028】一方、誘導飛しょう体1が段階エの状態を示す図2(b)において、操舵駆動部8によって操舵翼7が回転し、角度センサー10の検出値がある値より小さくなったとき、発信装置11は爆発ボルト12に信号を送り、爆発ボルト12が破壊することによりフィン9は操舵翼7から切り離される。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PF とM RF は数4のごとく表される。
【0029】モーメントM PF は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角0度付近で操舵することでモーメントM RF を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0030】また、この発明の実施の形態2では、フィン9の抵抗A 3 は発生しないため、実施の形態1に比べて誘導飛しょう体1の機体前方に飛しょうしてる間の抵抗が低減されるため、射程を延伸できる。
【0031】実施の形態3.図3はこの発明の実施の形態3を示す構成図であり、図3(a)は誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図3(b)は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示す。13はフィン9を折畳むヒンジ機構、14はフィン9を固定し、発信装置11の信号を受け取ることでフィン9の固定を解除するロック機構である。
【0032】誘導飛しょう体1が段階イの状態を示す図3(a)において、操舵駆動部8によって操舵翼7の揚力面は気流V AIR に対してほぼ垂直に制御され、角度センサー10の検出値は約90度となる。この場合、発信装置11はロック機構14に信号を送らず、フィン9は折畳まれない。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PB とM RB は数3のごとく表される。
【0033】モーメントM PB は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角90度付近で操舵することでモーメントM RB を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0034】一方、誘導飛しょう体1が段階エの状態を示す図3(b)において、操舵駆動部8によって操舵翼7が回転し、角度センサー10の検出値がある値より小さくなったとき、発信装置11はロック機構14に信号を送り、ロック機構14が解除されることによりフィン9は気流V AIR の抵抗を受けてヒンジ機構13で機体後方に折畳まれる。このとき誘導飛しょう体1の重心G周りのモーメントM PF とM RF は数4のごとく表される。
【0035】モーメントM PF は正となり、誘導飛しょう体1は機体縦方向には空力的に静安定となる。また、操舵翼7を舵角0度付近で操舵することでモーメントM RF を発生することができるので、機体軸X周りの回転運動を押さえることが可能となる。
【0036】また、この発明の実施の形態3では、実施の形態2と同様の射程の延伸の効果が得られると同時に、実施の形態2に比べて爆発ボルトなどの衝撃の大きな部品を使用しないため、操舵翼の破損などの危険がなく飛しょう性能の信頼性を向上できる。
【0037】実施の形態4.図4はこの発明の実施の形態4を示す構成図であり、図4(a)は誘導飛しょう体1が機体後方へ飛しょうする段階イの状態、図4(b)は機体前方へ飛しょうする段階エの状態をそれぞれ示す。15はフィン9を自由に回転させる回転機構、16はフィン9を固定し、発信装置11の信号を受け取ることでフィン9の固定を解除するロック機構である。
【0038】誘導飛しょう体1が段階イの状態を示す図4(a)において、操舵駆動部8によって操舵翼7の揚力面は気流V AIR に対してほぼ垂直に制御され、角度センサー10の検出値は約…