(57)【要約】      （修正有）【課題】側方への噴射を行う飛しょう体では、噴射を行う際に、ノズルの前方から側方にかけて胴体表面の広い範囲に境界層の剥離領域が発生するため、飛しょう体の空力特性が大きく変化しやすいが、飛しょう体の姿勢制御を容易にするノズル構造を得る。【解決手段】側方への噴射を行う噴射ノズルを備えた飛しょう体のサイドスラスタにおいて、この飛しょう体の胴体表面であって、前記噴射ノズルの噴射口を含んだ前記噴射ノズル周辺に設けられた窪み部を備え、前記窪み部の底面には前記噴射ノズルの噴射口があり、前記窪み部は、前記噴射ノズルの噴射口に対して前記飛しょう体の進行方向前側に、段差を有するように形成されるようにした。【選択図】図１
2008224116.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
側方への噴射を行う噴射ノズルを備えた飛しょう体のサイドスラスタであって、
前記噴射ノズル周囲に窪み部を備え、
前記噴射ノズルの噴射口は前記窪み部の底面に位置し、
前記窪み部は、前記噴射ノズルの噴射口位置に対し前記飛しょう体の進行方向前側に略垂直の段差を有するように形成されていることを特徴とする飛しょう体のサイドスラスタ。
【請求項２】
前記窪み部は、前記噴射ノズルの噴射口位置に対し前記飛しょう体の進行方向後側に、前記窪み部の底面と前記飛しょう体の胴体表面とが連続するように形成された曲面あるいは斜面を有することを特徴とする請求項１記載の飛しょう体のサイドスラスタ。
【請求項３】
前記窪み部は、前記噴射ノズルの設置口位置に対して前記飛しょう体の進行方向横側に略垂直の段差を有するように形成されていることを特徴とする請求項１、２のいずれかに記載の飛しょう体のサイドスラスタ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、飛しょう体の進路変更や姿勢制御を行うサイドスラスタに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
現在、飛しょう体の姿勢制御において、操舵翼の代りに、胴体表面からの側方への噴射を利用する技術が開発、実用化されており、そのシステム構成に関して様々な提案がなされていることは周知のところである（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】特開２００２−６２０９７号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
然るに、胴体表面に設けられた噴射ノズルから噴射を行う際に境界層の剥離を引き起こし、噴射ノズルの前方から側方にかけて胴体表面の広い範囲に剥離領域が発生するため、飛しょう体の空力特性が大きく変化し、飛しょう体の姿勢制御を困難にするという課題があった。
【０００５】
噴射ノズルから噴射を行う際の空力特性の変化を防止するため、噴射ノズルの周りに付加的な装置を設けることが考えられるが、この噴射ノズル周りに付加する装置には、噴射ノズルが噴射を行わないときには周囲の空力特性に影響を与えないことも求められる。噴射ノズルから噴射を行う際には空力特性の変化を防止し、噴射を行わない際には周囲の空力特性に影響を与えないことの両立は、従来困難であった。
【０００６】
このように、従来の技術における側方への噴射を行う飛しょう体では、胴体表面に設けられた噴射ノズルから噴射を行う際に、噴射ノズルの前方から側方にかけて胴体表面の広い範囲に境界層の剥離領域が発生するため、飛しょう体の空力特性が大きく変化し、飛しょう体の姿勢制御を困難にするという課題があった。
【０００７】
この発明は上記の課題を解決するためになされたものであり、噴射ノズルが噴射を行わない際の空力特性への影響を最小限に抑えつつ、噴射ノズルが噴射を行う際の境界層の剥離領域の拡大を抑制して、噴射による飛しょう体の空力特性の変化を軽減する飛しょう体のサイドスラスタを得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この発明の飛しょう体のサイドスラスタは、側方への噴射を行う噴射ノズルを備えた飛しょう体のサイドスラスタであって、この飛しょう体の胴体表面であって、前記噴射ノズルの噴射口を含んだ前記噴射ノズル周辺に設けられた窪み部を備え、前記窪み部の底面には前記噴射ノズルの噴射口があり、前記窪み部は、前記噴射ノズルの噴射口に対して前記飛しょう体の進行方向前側に、段差を有するように形成されるようにした。
【発明の効果】
【０００９】
この発明によれば、噴射ノズルが噴射を行わない際の空力特性への影響を最小限に抑えつつ、噴射ノズルが噴射を行う際の境界層の剥離領域の拡大を抑制して、噴射による飛しょう体の空力特性の変化を軽減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
実施の形態１．
以下、本発明の実施の形態について添付図面を参照して詳細を説明する。
まず、噴射ノズルから噴射を行う際に噴射ノズルの前方から側方にかけて胴体表面の広い範囲に発生する境界層の剥離領域について説明する。
図４は、従来の技術における側方への噴射を行う飛しょう体の構成を示す図である。図４において、１は飛しょう体、２は飛しょう体１の胴体表面に設けられた噴射ノズル、３は噴射ノズル２からの噴流、４は噴流３により発生した剥離渦、５は剥離渦４の後方に発生する剥離領域である。
飛しょう体１は旋回時などに必要に応じて断続的に側方への噴射を行う。側方への噴射時には噴流３が噴射ノズル２から側方に噴射されるが、同時に噴流３による粘性力のために胴体表面に沿った流れが胴体表面から離れる方向に力を受け、噴射ノズル２の前方から剥離して剥離渦４が発生する。この剥離渦４は胴体表面上の広い範囲に広がり、噴流３から離れるに従い粘性により散逸して徐々に弱まり、やがて消滅する。広がった剥離渦４の後方には大きな剥離領域５が発生する。
【００１１】
剥離領域５では循環と乱れに伴う散逸の効果により動圧が著しく低い。このため飛しょう体１の剥離領域５に覆われた部分に働く空気力は他の部分に比べ非常に弱い。剥離領域５は噴流３の周囲に偏って発生するので、飛しょう体１全体の空気力の均衡が崩れ、空力特性が大きく変化する。また、剥離領域５の気体は飛しょう体２の後方に流され、胴体や操舵翼などを通過する際に機体後方の空力特性にも影響を与える。加えて、剥離領域５の流れは乱流であるために剥離領域５は時間的に不規則に変化する。さらに、断続的な噴射に伴って剥離領域５は発生と消滅を繰り返す。以上のことからわかるように、剥離領域５により飛しょう体１の空力特性は時間的に不規則に大きく変化する。このため、剥離領域の拡大を抑制する必要があった。
【００１２】
図１は、実施の形態１に係る飛しょう体のサイドスラスタの構成を説明する図である。  図１において、１は飛しょう体、２は噴射口が飛しょう体１の胴体表面側に設けられた噴射ノズル、３は噴射ノズル２から噴射された噴流、４は噴流３により発生した境界層の剥離領域、６は噴射ノズル２を含んだ噴射ノズル２周囲に設けられた窪み部である。窪み部６の底面には、噴射ノズル２の噴射口が位置している。窪み部６は、噴射ノズル２の設置位置に対して飛しょう体の進行方向側、即ち、飛しょう体前側には略垂直の段差を有するように形成されている。また、窪み部６は、噴射ノズル２の設置位置に対して飛しょう体の進行方向の垂直方向側、即ち飛しょう体の進行方向横側には略垂直の段差を有するように形成されている。また、窪み部６は、噴射ノズル２の設置位置に対して飛しょう体の進行方向逆側、即ち飛しょう体後側には、段差を有することなく、斜面をもって窪み部６の底部と飛しょう体１の胴体表面とが連続した面を有するように形成されている。
【００１３】
図１において、噴射ノズル２がガスの噴射を行うと、剥離領域４は噴射ノズル２を中心として前方と側方に拡大しようとする。しかしながら、剥離領域４は、噴射ノズル２の付近に設けられた窪み部６の縁の段差に遮られるため、拡大は抑制される。このように噴射ノズル２の付近に窪み部６を設けて段差を設置したことにより、剥離領域４の拡大は抑制され、結果として、剥離領域の発生により生ずる飛しょう体１の空力特性の変化を軽減することができる。
【００１４】
剥離領域の拡大は、一般に前方への拡大が支配的である。ここでは、窪みの縁の段差による剥離領域の前方への拡大の抑制について、図を用いて説明する。
【００１５】
図２は、実施の形態１による飛しょう体のサイドスラスタ近傍の部分断面図である。図２において左側が飛しょう体の前方であり、飛しょう体１が進行する方向である。図２において、８は飛しょう体１の胴体表面、２は飛しょう体の胴体表面側に設けられた噴射ノズル、３は噴射ノズル２から噴射された噴流、５は噴流３により発生した境界層の剥離領域、６は噴射ノズル２の付近に設けられた窪み部、９は窪み部６の前縁、１０は剥離領域内の前向きの流れ、２０は窪み部６の底面、２１は窪み部の底面２０と胴体表面８とをつなぐ斜面部である。ここで、境界層とは、気流中の物体表面上に発生する、気流速度と物体速度を連絡する速度分布を持つ、気体の層をいう。
【００１６】
窪み部６の寸法の一例を示すと、窪み部６の深さは、例えば境界層厚さと同程度であり、飛しょう体の先端から噴射ノズルまでの距離の数％程である。また、機軸方向前方の長さ、および横幅は噴射ノズル２出口径の噴射口の数倍程度である。なお、窪み部の寸法については、使用環境等を考慮して設計で定めることができる。
剥離領域中では、胴体表面８に沿った前向きの流れ１０があり、この流れ１０が剥離領域５を前方に押出す作用をして、剥離領域を拡大している。しかしながら、窪み部の前縁９の段差によって、この前向きの流れ１０が弱められ、結果として、剥離領域の前方への拡大を抑制する効果をもたらす。
剥離領域５の胴体周方向への拡大についても同様であり、窪み部の前縁９の段差により、剥離領域中の胴体表面に沿った周方向の流れが弱められ、結果として、剥離領域の周方向への拡大を抑制する効果をもたらす。
【００１７】
なお、噴射を行わない際には、窪み部６に溜まった空気が擬似的に窪み部６の周囲との連続した表面を形成するため、飛しょう体１の表面に沿った前方から後方への流れは窪み部６の影響をほとんど受けずに通過することから、窪み部６を設けたことによる空力特性への影響が最小限に抑えられる。
【００１８】
このように、実施の形態１では噴射ノズル出口近傍の前方及び側方については胴体表面を窪ませて段差を設け、噴射ノズル出口近傍の後方については段差を設けず、斜面をつかって緩やかに胴体表面と繋ぐようにした。
これにより、剥離領域の拡大を抑制しつつ、噴射による飛しょう体の空力特性の変化を軽減することを可能とした。
【００１９】
実施の形態２．
次に、図３を用いてこの発明に係る実施の形態２について説明する。
図３はこの発明の実施の形態２を示す部分構成図である。図において、２１ｂは窪み部６の底面２０と胴体表面８とをつないだ曲面である。実施の形態１と同一あるいは相当する構成については同一番号を付し、その説明を省略する。
【００２０】
噴射を行う際には、剥離領域５は噴射ノズル２を中心として前方と側方に拡大しようとするが、幅の狭い窪み部６の縁の段差に遮られて、窪み部６の外側まで拡大するものの、その拡大は抑制される。このため剥離領域５の発生による飛しょう体１の空力特性の変化が軽減される。
なお、噴射を行わない際には、窪み部６に溜まった空気が擬似的に窪み部６の周囲との連続した表面を形成するため、飛しょう体１の表面に沿った前方から後方への流れは窪み部６の影響をほとんど受けずに通過することから、窪み部６を設けたことによる空力特性への影響が最小限に抑えられる。実施の形態２では、窪み部６の底面２０と胴体表面８とを曲面２１でつないだことにより、飛しょう体１の表面に沿った前方から後方への流れは窪み部６の影響をより受けずに通過することができる。このように窪み部６の底面２０と胴体表面８とを曲面２１でつなくようにしたことで、窪み部６を設けたことによる空力特性への影響が抑えられる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】この発明の実施の形態１による飛しょう体のサイドスラスタの構成を説明する図である。
【図２】この発明の実施の形態１による飛しょう体のサイドスラスタ近傍の部分断面図である。
【図３】この発明の実施の形態２による飛しょう体のサイドスラスタ近傍の部分断面図である。
【図４】従来の技術における側方への噴射を行う飛しょう体の構成を示す図である。
【符号の説明】
【００２２】
１ 飛しょう体、２ 噴射ノズル、３ 噴流、４  剥離渦、５ 剥離領域、６ 窪み部、７  幅狭の窪み部、８ 飛しょう体の胴体表面、９ 窪み部の前縁、１０ 剥離領域中の前向きの流れ、２０  窪み部６の底面、２１  底面２０と胴体表面８とをつなぐ斜面部、２１ｂ
底面２０と胴体表面８とをつなぐ曲面部
【図１】
2008224116.tif 000003
【図２】
2008224116.tif 000004
【図３】
2008224116.tif 000005
【図４】
2008224116.tif 000006