(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
後方に索が延びている索付き飛翔体において、
前記索の前端部が連結される連結部と、
前記連結部を移動させる可動機構と、を備え、
前記可動機構は前記連結部を移動させることで索の張力により前記索付き飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御し、
通常時は前記連結部が前記飛翔体の機軸上の尾部中央に位置し、姿勢制御時は前記可動機構が前記連結部を機軸上から非機軸上へ移動させる、ことを特徴とする索付き飛翔体。
【請求項２】
後方に索が延びている索付き飛翔体において、
前記索の前端部が連結される連結部と、
前記連結部を移動させる可動機構と、を備え、
前記可動機構は前記連結部を移動させることで索の張力により前記索付き飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御し、
通常時は複数の前記連結部にかかる張力の合力が機軸上に存在するように構成されており、姿勢制御時は複数の前記連結部にそれぞれ取り付けられた前記可動機構が前記合力を機軸上から非機軸上へ移動させる、ことを特徴とする索付き飛翔体。
【請求項３】
飛翔体の機軸上の尾部中央に索が連結されている索付き飛翔体において、
索の連結されている部位を機軸上から非機軸上へ移動させることによって索の張力により飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御する、ことを特徴とする索付き飛翔体の制御方法。
【請求項４】
姿勢制御時は索の連結されている部位が機軸に対して前記飛翔体の頭部を向ける側に移動する、ことを特徴とする請求項３に記載の索付き飛翔体の制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、索の連結部位を移動させることにより姿勢を制御する索付き飛翔体と索付き飛翔体の制御方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来から使用されている索付き飛翔体は、多孔ノズルを持ち１本の索１０２が連結されているタイプの飛翔体と、単孔ノズルを持ち複数の索が連結されているタイプの飛翔体の２種類がある。以下、前者を多孔ノズル単索型１０１と呼び、後者を単孔ノズル多索型２０１と呼ぶ。
【０００３】
多孔ノズル単索型１０１は特許文献１及びその先行文献である特許文献２に公開されている。図１に示すように、特許文献１の従来技術は、複数のロケットモータ１０３が飛翔体の周囲に固定されており、その飛翔体の後端部中心に固定されている連結部には連結索によりペイロード（爆索や連結策により連結された複数個の爆薬ブロック等）が連結されている。
【０００４】
また、単孔ノズル多索型は、図２のように、後端部に１つのノズル２０２を有する飛翔体の周囲に複数のアーム２０３が固定されており、その後端部に連結索２０４が連結されている。
【０００５】
これらの飛翔体は、地雷原に向けて発射され、ペイロードを牽引、展張、起爆することにより、地雷原を啓開し、通路を開通するのに役立てられている。
【０００６】
また、非特許文献１に記載されているように、通常の飛翔体では従来から空力操舵、ＴＶＣ（ｔｈｒｕｓｔ  ｖｅｃｔｏｒ  ｃｏｎｔｒｏｌ）などの姿勢制御方法が適用されている。
【０００７】
図３に示すように、空力操舵は飛翔体重心３０１から離隔した位置に取り付けられた操舵翼３０２を稼動することによって、旋回能力を得る操舵方式である。一般的にロケットモータの外殻を機体構造の一部とした細長比の大きい弾体形状の飛翔体３０３に使用され、その弾体の形状により、操舵翼３０２の前後方向の配置が操舵特性に大きく影響を及ぼす。そのため、図４に示すように、その特性から、操舵翼３０２を重心３０１より離して配置した、（Ａ）に示す前翼操舵３０４および（Ｂ）に示す後翼操舵３０５と、重心近傍に操舵翼を配置した（Ｃ）に示す主翼操舵３０６、及び前翼操舵と後翼操舵を併せ持つ（Ｄ）に示す双翼操舵３０７に大別される。
【０００８】
前者二つは操舵方向（操舵力（操舵翼の揚力）の方向）が逆となるものの、迎え角をとることにより機体全体で揚力を発生させて旋回能力を得る方式である。前翼操舵３０４は後翼操舵３０５と比較して、操舵方向が機体全体の揚力方向と一致するため、応答性が良く、大きな旋回能力が得られる。しかし、操舵による後翼との空力干渉が顕著に現れるため、制御が難しくなる欠点がある。
また、主翼操舵３０６は操舵翼（主翼３０８）の揚力を直接利用する方式であり、迎え角は小さく抑えられ、応答性に優れているが、旋回能力には限界がある。
さらにこれらの他に、前翼操舵３０４の旋回能力に加えて、主翼操舵３０６の応答性の利点を持たせた双操舵方式３０７もあり、前翼３０９と後翼３１０を同時に同方向に操舵することで、直接揚力により応答性を高めるものであるが、前後翼の空力干渉が、前翼操舵３０４の場合以上に複雑になり、制御が難しくなってしまう。
【０００９】
図５に示すように、ＴＶＣはロケットモータの主推力方向を偏向させることにより機軸鉛直方向の推力４０１を発生させ、横方向の制御力（機体を回転させる力４０２）を得る方式である。この方式は、空気力に依存しないため空力操舵で操舵力が得られない低動圧（低速、高々度（低圧））時に有効である。ロケットモータ燃焼中のみにしか効果がないが、その間に大きく飛翔経路を変更することができるため、発射直後の低速時に急旋回が要求されるミサイルに多く適用されている。
ＴＶＣの方式としては、ノズル４０３出口のジェット噴流の中に翼を配置する方式とノズル４０３を駆動する方式がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】実公平４−１２３９１号公報
【特許文献２】特開昭５９−７９００号公報
【非特許文献】
【００１１】
【非特許文献１】航空宇宙工学便覧  第３版  日本航空宇宙学会編  丸善（株）  第７１８頁から第７１９頁
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
しかし、索付き飛翔体の飛翔体姿勢は推力・重力・索張力・揚力・空気抗力等の作用により決定されるのだが、従来技術の索付き飛翔体には、器材として姿勢制御機構は搭載されておらず、ロケットモータ燃焼中に風や繰り上げる索の揺れ等の外乱によりモータの推力方向が目標に対して逸れ、弾着精度を低下させてしまう。
【００１３】
また、索付き飛翔体は、通常の飛翔体における空力操舵、ＴＶＣなどの操舵方式では効果的な弾着精度改善を図ることは難しい。
すなわち、索付き飛翔体は姿勢決定上大きな索張力ベクトルが支配的であるため、制御が難しく旋回能力にも限界がある空力操舵では、索付き飛翔体を回転させるほどの力を得ることはできず、その効果は限定的である。
また、ＴＶＣでは、索とロケットモータから噴出する噴進ガスとの干渉による索の焼損や破断などを回避する必要があるのだが、牽引される索の可動領域は広く、噴進ガスの可動領域に制約を受けなければならないため、ＴＶＣの効果は限定的である。
【００１４】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、ロケットモータ燃焼中に風や繰り上げる索の揺れ等の外乱によりモータの推力方向が目標に対して逸れても、精度良く目標に到達させることができ、索の焼損や破断が起こり難い索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
上記の問題を解決するため、本発明の索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法は、以下の技術的手段を採用する。すなわち、本発明によれば、後方に索が延びている索付き飛翔体において、
前記索の前端部が連結される連結部と、
前記連結部を移動させる可動機構と、を備え、
前記可動機構は前記連結部を移動させることで索の張力により前記索付き飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御し、
通常時は前記連結部が前記飛翔体の機軸上の尾部中央に位置し、姿勢制御時は前記可動機構が前記連結部を機軸上から非機軸上へ移動させる、ことを特徴とする索付き飛翔体が提供される。
【００１７】
また、別の本発明の実施形態によれば、後方に索が延びている索付き飛翔体において、
前記索の前端部が連結される連結部と、
前記連結部を移動させる可動機構と、を備え、
前記可動機構は前記連結部を移動させることで索の張力により前記索付き飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御し、
通常時は複数の前記連結部にかかる張力の合力が機軸上に存在するように構成されており、姿勢制御時は複数の前記連結部にそれぞれ取り付けられた前記可動機構が前記合力を機軸上から非機軸上へ移動させる、ことを特徴とする索付き飛翔体が提供される。
【００１８】
また、本発明によれば、飛翔体の機軸上の尾部中央に索が連結されている索付き飛翔体において、
索の連結されている部位を機軸上から非機軸上へ移動させることによって索の張力により飛翔体に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御する、ことを特徴とする索付き飛翔体の制御方法が提供される。
【００１９】
また、上記索付き飛翔体の制御方法は、姿勢制御時は索の連結されている部位が機軸に対して前記飛翔体の頭部を向ける側に移動すること、を特徴とする。
【発明の効果】
【００２３】
上記本発明の索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法によれば、ロケットモータ燃焼中に風や繰り上げる索の揺れ等の外乱によりモータの推力方向が目標に対して逸れても、単純な構造で、索の焼損や破断が起こり難く、そして精度良く目標に到達させることができる。すなわち、上記本発明の索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法によれば、従来の飛翔制御方法では得られなかった効果的な索付き飛翔体の姿勢制御が可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】多孔ノズル単索型索付き飛翔体の従来構成図である。
【図２】単孔ノズル多索型索付き飛翔体の従来構成図である。
【図３】通常の飛翔体に従来から使用されている、空力操舵姿勢制御方法を示す図である。
【図４】通常の飛翔体に従来から使用されている、空力操舵姿勢制御方法の分類を示す図である。
【図５】通常の飛翔体に従来から使用されている、ＴＶＣの姿勢制御方法を示す図である。
【図６】本発明の第１実施形態の実施例１の構成図である。  （Ａ）本発明の第１実施形態の実施例１の通常時の構成図である。  （Ｂ）は（Ａ）のＩ−Ｉ矢視図である。  （Ｃ）本発明の第１実施形態の実施例１の姿勢制御時の構成図である。  （Ｄ）は（Ｃ）のＩＩ−ＩＩ矢視図である。
【図７】本発明の第１実施形態の実施例２の構成図である。  （Ａ）本発明の第１実施形態の実施例２の通常時の構成図である。  （Ｂ）は（Ａ）のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視図である。  （Ｃ）本発明の第１実施形態の実施例２の姿勢制御時の構成図である。  （Ｄ）は（Ｃ）のＩＶ−ＩＶ矢視図である。  （Ｅ）本発明の第１実施形態の実施例２のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視図の他の後蓋の例を示す図である。  （Ｆ）本発明の第１実施形態の実施例２のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視図の他の後蓋の例を示す図である。
【図８】本発明の第２実施形態の実施例１の構成図である。
【図９】本発明の第２実施形態の実施例２の構成図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２６】
図６は本願発明の第１実施形態の実施例１を示す構成図である。
本願の第１実施形態の索付き飛翔体はロケットモータを推進手段として飛翔し、機体２、前頭３、ロケットモータ４、後蓋５、及び索６を有する。
【００２７】
機体２の形状は通常、円筒形で、その先端部には前頭３が備えられている。前頭３は半円形や繭型など、空気抵抗の少ないオジャイブ形をしている。
【００２８】
ロケットモータ４はペイロードを発射地点から目標地点まで運搬する役割を有し、機体２周囲の後部寄りに複数備えられ、モータケース、推進薬、ノズル９、点火装置などから構成されている。なお、ロケットモータ４は機体２に緊締手段などによって締結されてもよいし、溶接などの手段によって機体２に直接備えられてもよい。
モータケースは軽量で比較的強度の高い鉄鋼、アルミニウム合金、チタン合金等の金属材料や繊維強化プラスチックなどが使用されるが、そのほかの材料でもよい。
推進薬としてはダブルベース推進薬やコンポジット推進薬などの固体推進薬を用いる固体ロケットモータが使用されるが、液体ロケットモータなど、そのほかのロケットモータ４を使用してもよい。
【００２９】
後蓋５は機体２の後端に位置し、索６の前端部が連結されている連結部７と、その連結部７を移動させる可動機構８を備えている。
【００３０】
連結部７は通常時には索付き飛翔体の機軸上１５の尾部中央（すなわち、後蓋５の中央）に一つ備えられ、姿勢制御時は可動機構８によって機軸上１５から非機軸上へ移動するように構成されている。すなわち、例えば図６の実施例１の場合、通常時には後蓋５の中央にあった連結部７が、姿勢制御時には機軸に対して飛翔体１の頭部を向ける側に移動する。
【００３１】
可動機構８は本願実施形態１ではアクチュエータ（伸縮するシリンダ装置など）を採用しているが、モータ、ラック・アンド・ピニオンやボールスクリューでもよい。または、チェーンやベルトと歯車を利用した回転運動伝達機構でもよい。
また、飛翔体１に自己位置を把握するようなセンサー類と、飛翔体１の自己位置と予定の軌道との差異を認識した上で可動機構８を稼動させるような自動制御装置を搭載し、可動機構８の動きを自動制御させてもよい。また、索６にリモコンに通じる導線を這わせてこのリモコンなどで可動機構８を地上から作動させてもよい。また、無線などによって、可動機構８を作動させる信号を遠隔的に送ってもよい。
【００３２】
索６は、所定の長さを有し、前端部が連結部７に連結されており、後端部が所定の部位に固定され、飛翔体の後方に延びている。索６は、強靭なナイロンロープや柔軟なワイヤロープ等が用いられる。また、索６の後端部が固定される所定の部位とは、地雷原処理車のような車両や、発射地点付近に打ち込んだ杭などを指す。また、パラシュートを搭載する飛翔体の場合には所定の部位はパラシュートでもよい。
また、本願索付き飛翔体１を地雷処理装置として使用する場合、索６に所定の起爆信号を受けて起爆する爆薬ブロックや爆索などのペイロードを付けてもよい。その場合、起爆信号を発する時限装置は飛翔体１内に設けてもよいし、地雷原処理車などの索６の後端部が固定される所定の部位側に設けてもよい。また、リモコンから繋がる導線を索６に伝わせるなどして、このリモコンによって、遠隔的に信号を送ってもよい。また、無線などによって、遠隔的に信号を送ってもよい。
また、本願索付き飛翔体１を救助装置として使用する場合、索６に浮き輪などの器具や救援物資を装着してもよい。
【００３３】
次に、第１実施形態の実施例１における索付き飛翔体の制御方法について説明する。
図６は、第１実施形態の実施例１における索付き飛翔体を示す。図６において、（Ａ）は通常時の飛翔体１、（Ｂ）は（Ａ）のＩ−Ｉ矢視図である。また、（Ｃ）は姿勢制御時の飛翔体１、（Ｄ）は（Ｃ）のＩＩ−ＩＩ矢視図である。
索付き飛翔体の飛翔中において、通常時には図６の（Ａ）及び（Ｂ）のように、飛翔体１の機軸上１５の尾部中央（すなわち、後蓋５の中心）に索６が連結されている。この時点では、連結部７は機軸上１５にあり、張力１２を表すベクトルは機軸と同軸上にあるので、力のモーメント（例えば、ヨーイング・モーメントやピッチング・モーメントなど）は発生していない。
そして、飛翔体１の飛翔中において、姿勢制御時には図６の（Ｃ）及び（Ｄ）のように、可動機構８により、索６の連結されている連結部７を機軸上１５から非機軸上へ（周方向へ）移動させる。それにより、索６の張力から分力が発生し、その分力により飛翔体に飛翔体の重心１４を中心とした力のモーメントを生じさせ、飛翔体１を不安定な状態にして回頭し、姿勢を制御することができる。その際、姿勢制御時に連結部７を機軸に対して飛翔体１の頭部を向ける側に移動することによって姿勢を制御することができる。即ち、例えば図６の場合を説明すると、頭部を向ける側が下側にあたるため、姿勢制御時に連結部７を機軸に対して飛翔体１の下側に移動させることによって姿勢を制御することができる。これにより、飛翔体１の頭部が連結部７を移動させた側に向けられる。
このように、本願第１実施形態の実施例１は索張力１２の飛翔体１への付与（連結部７が付与されている部位）をコントロールすることで飛翔体１の姿勢制御を行なう。
【００３４】
次に、本願発明の第１実施形態の実施例２について図７を用いて説明する。図７において、（Ａ）は通常時の飛翔体１、（Ｂ）は（Ａ）のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視図であり、（Ｃ）は姿勢制御時の飛翔体１、（Ｄ）は（Ｃ）をＩＶ−ＩＶ矢視図である。また、図７（Ｅ）、（Ｆ）は、図７（Ａ）に示す飛翔体１を、その後方からその機軸方向に見た図であり、他の構成例を示す。
第１実施形態の実施例２は連結部７が複数存在するタイプである。この場合、飛翔体の飛翔中において、通常時には、複数の連結部７にかかる張力の合力１６が機軸上１５に存在するように構成されている。すなわち、複数の連結部７が図７（Ｂ）のように外周近くにあっても、図７（Ｅ）のように機動軸近くにあっても良い。そして、飛翔体の飛翔中において、姿勢制御時には複数の連結部７が図７（Ｃ）に示すように、それぞれの連結部７に備えられた各可動機構８によって移動され、その複数の連結部７にかかる張力の合力１６が機軸上１５から非機軸上へ移動させることによって、飛翔体１の姿勢が制御される。この機構により、あらゆる方向への姿勢制御が可能になる。図７では、複数の連結部７は、各可動機構８により、それぞれ、互いに異なる方向であって機軸１５と交差（この例では直交）する方向往復動可能である。合力１６が機軸上１５にあるとは、合力１６を表すベクトルの作用点（即ち、始点）が機軸上１５にあり、このベクトルが機軸１５と同じ方向を向くことをいう。合力１６が非機軸上にあるとは、合力１６を表すベクトルの作用点が機軸上１５に無いか、または、このベクトルが機軸１５と同じ方向を向かないことをいう。
なお、図７（Ｅ）のように、可動機構８は機軸軸上から周囲に向かうように設けてもよいし、図７（Ｆ）のように隣の連結部７に向かって伸ばしても良い。
【００３５】
第１実施形態の実施例２のように、複数の連結部７に複数の索６が連結されている場合、それぞれの索６の後端部が所定の部位に固定されていてもよいし、索６の中間部で複数の索が１本に集結され、その集結されて１本になった索の後端部が所定の部位に固定されていてもよい。
なお、索６についてその他の点については第１実施形態の実施例１と同様である。また、索６の後端部が固定される所定の部位とは、前記第１実施形態の実施例１と同じものを指す。
【００３６】
そのほかの点に関しては、第１実施形態の実施例１と同様である。
【００３７】
次に、図８を使用して、本発明の第２実施形態の実施例１について説明する。
本発明の第２実施形態の実施例１は、後方に索が延びている索付き飛翔体において、所定の長さを有しかつ後端部が所定の部位に固定されている索６と、機軸と平行に備えられその後端部に索６の前端部が連結されている複数本のアーム１０と、そのアーム１０を機軸方向に移動させるアーム可動機構１１とを備える。複数本のアーム１０は、飛翔体１の機軸を回る方向に間隔をおいて設けられる（図８では、飛翔体１の機体２の円周面の周囲に設けられる）。
【００３８】
本発明の第２実施形態の実施例１の姿勢制御方法は以下のようになる。
まず、飛翔体１の飛翔中において、通常時は複数本のアーム１０が飛翔体１の後端から同じ長さ突出している。このとき、全てのアーム１０に接続された索６には、ほぼ同等の張力１２が付与されている。したがって、その張力１２の分力１３がバランスを保つため、力のモーメントは発生していない。
飛翔体１の飛翔中において、姿勢制御時はアーム可動機構１１がアーム１０のうち１本のアーム１０ａのみを前方に移動させ、他のアーム１０ｂに連結した索６をたるませることで、前方に移動したアーム１０ａに連結された索６にのみ、張力１２が生じ、その張力から生じる分力１３により前記索付き飛翔体１に力のモーメントを生じさせ姿勢を制御する。
【００３９】
第２実施形態の実施例１の索６については、上記した第１実施形態の実施例２と同様である。また、その他の点については、第１実施形態の実施例１と同様である。
【００４０】
また、第２実施形態の実施例２の例は姿勢制御時にアーム１０のうち１本を前方に移動させたが、図９の第２実施形態の実施例２に示すように、飛翔体１の飛翔中において、アーム１０のうち１本のみのアーム１０ｃを移動させずに残し、その他のアーム１０ｄをアーム可動機構１１により後方に移動させてもよい。この場合、その後方に移動したアーム１０ｄに連結した索６をたるませ、残された１本のアーム１０ｃに連結された索６にのみ、張力１２が生じ、その張力から生じる分力１３により索付き飛翔体１に力のモーメントを生じさせることで姿勢を制御してもよい。
【００４１】
なお、第２実施形態の実施例１の索６については、上記した第１実施形態の実施例２と同様である。また、その他の点については、第１実施形態の実施例１と同様である。
【００４２】
上述した本発明の索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法によれば、ロケットモータ燃焼中に風や繰り上げる索の揺れ等の外乱によりモータの推力方向が目標に対して逸れても、単純な構造で、索の焼損や破断が起こり難く、そして効果的に弾着精度を保つことができる。
すなわち、上記本発明の索付き飛翔体および索付き飛翔体の制御方法によれば、従来の飛翔制御方法では得られなかった効果的な索付き飛翔体の姿勢制御が可能となる。
【００４３】
また、本願の索付き飛翔体１の制御方法を応用させることによって、例えば２０メートル飛翔後、左に３０度曲げる等、飛翔体１の弾道を途中で曲げ、飛翔体１をカーブをかけて飛翔させることもできる。
【００４４】
なお、本願索付き飛翔体１は索張力１２があれば牽引対象はあらゆるものに使用できる。
上記したように、索６に爆薬ブロックや爆索などのペイロードを連結させ地雷原処理装置として使用してもよい。
また、本願索付き飛翔体１を人命救助装置として使用する場合、索６をロープとし、ロープを川の対岸に渡すために使用することもできる。また、索６に浮き輪などの器具や救援物資を装着することもできる。
【００４５】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【符号の説明】
【００４６】
１  索付き飛翔体
２  機体
３  前頭
４  ロケットモータ
５  後蓋
６  索
７  連結部
８  可動機構
９  ノズル
１０  アーム
１０ａ  第２実施形態の実施例１における１本のみ前方に移動したアーム
１０ｂ  第２実施形態の実施例１における１０ａ以外のアーム
１０ｃ  第２実施形態の実施例２における１本のみ移動しないアーム
１０ｄ  第２実施形態の実施例２における１０ｃ以外のアーム
１１  アーム可動機構
１２  張力
１３  分力
１４  重心
１５  機軸上
１６  合力
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
0005461122.tif 000009
【図９】
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