(57)【要約】【課題】  従来の飛しょう体において、姿勢制御の方法として推力偏向装置を利用した場合、推力偏向板の耐熱性能によって運用状況が制限されたり、装置の切離しによる他の構造物の破損や、飛しょう距離の減少を引き起こすという問題があった。【解決手段】  機体後部に配置されたロケットモーターノズル付近に、推力偏向が必要な場合のみ推力偏向板をロケットモーターノズルから排出される燃焼ガス噴流内に移動させる機構を用いることによって、推力偏向板を切り離すことなくその熱負荷を低減して高い作動信頼性と安全性を得ると同時に、推力偏向非作動時の射程減少を招くことなく、機動性の高い飛行特性を実現することができる。【選択図】        図１
2005188805.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体と、
前記機体後部に配置され、機体に推力を与えるロケットモータノズルと、
前記ロケットモータノズルの噴射口付近に配置され、当該ロケットモータノズルから噴射した燃焼ガス噴流を偏向するための推力偏向板と、
前記推力偏向板を前記ノズルから離れる方向に可動させる可動部と
を備えた誘導飛しょう体。
【請求項２】
機体と、
前記機体後部に配置され、機体に推力を与えるロケットモータノズルと、
前記ロケットモータノズルの噴射口付近に配置され、当該ロケットモータノズルから噴射した燃焼ガス噴流を偏向するための推力偏向板と、
前記推力偏向板を前記ノズルから離れるように回転させる可動部と
を備えた誘導飛しょう体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、地表または空中より発射され、空中を飛しょうする目標体に向かって飛しょうする誘導飛しょう体に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
誘導飛しょう体が、空気密度の小さい高高度を飛しょうする場合や、発射直後のように低速で飛しょうする場合、動圧が非常に小さくなるため、操舵翼による空力操舵装置を使用して姿勢制御すると、制御の効果が非常に小さくなる。そこで現在、誘導飛しょう体の機動性を維持するために、推力偏向装置を利用して機動性の向上が図られている。
【０００３】
このような推力偏向装置の一例として、従来、空力操舵翼と推力偏向装置とを容易に連結、切離しできる飛しょう体の姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
【特許文献１】特開平０８−２１０７９９号公報（第２−３頁、第１図）
【０００５】
しかし、特許文献１のような飛しょう体は、その運用状況により推力偏向装置の作動時間を長くする必要がある場合、推力偏向板には所望の推力偏向能力を維持するための高耐熱性能が必要となる。また推力偏向板が受ける抵抗により飛しょう距離が減少する。さらに、推力偏向装置を切り離して空中投棄した場合には、飛散して発射機などの構造物を破損する可能性があるなどの問題があった。
【０００６】
また、上述した問題を解決する推力偏向装置の一例として、従来、複数のノズルの間に推力偏向板を設けることにより、姿勢制御するときのみ推力偏向板をノズルの噴射ガスと干渉させ、推力偏向板の熱負荷と抵抗を低減する飛しょう体の姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献２参照）。
【０００７】
【特許文献２】特開平１０−１８４４５５号公報（第３−４頁、第１図）
【０００８】
しかし、特許文献２のような飛しょう体は、ノズルを複数備えることにより、これらの総推力と同等の推力を得るノズルを備えた場合よりも機体が大型化する。また、推力偏向板の着力点が回転軸から離れるため、推力偏向板を作動させるのに必要なトルクも大きくなり、装置が大型化し、飛しょう距離が減少するという問題があった。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従来の飛しょう体において、姿勢制御の方法として推力偏向装置を利用した場合、推力偏向板の耐熱性能によって運用状況が制限されたり、装置の切離しによる他の構造物の破損や、射程の減少を引き起こすという問題があった。
【００１０】
この発明は、係る課題を解決するために成されたものであり、推力偏向装置による姿勢制御を行う場合、推力偏向板を切り離すことなくその熱負荷を低減し、抵抗増による射程の減少を招くことなく、高い機動性を実現する誘導飛しょう体を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
この発明による誘導飛しょう体は、機体と、前記機体後部に配置され、機体に推力を与えるロケットモータノズルと、  前記ロケットモータノズルの噴射口付近に配置され、当該ロケットモータノズルから噴射した燃焼ガス噴流を偏向するための推力偏向板と、前記推力偏向板を前記ノズルから離れる方向に可動させる可動部とを備えたものである。
【発明の効果】
【００１２】
この発明による誘導飛しょう体は、推力偏向板を切り離すことなくその熱負荷を低減して高い作動信頼性と安全性を実現し、また推力偏向非作動時の射程減少を招くことなく、高い姿勢制御能力を保持することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
実施の形態１．
以下、図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は実施の形態１による誘導飛しょう体の構成を示している。図に記載する誘導飛しょう体１には各種の構成部品および装置が設けられているが、ここではこの発明の要旨とする部分のみを説明する。
【００１４】
誘導飛しょう体１は、機体を構成する胴体２の後部に、飛しょう中の姿勢を空力的に制御する複数（図では４枚）の操舵翼３が、胴体外周に沿った所定の間隔で（図では機軸に対して対称となる位置に）配置される。また、推力偏向板４は、操舵翼３夫々の後方にロケットノズル（ノズル）５の外部における燃焼ガスの噴射口付近に配置され（図では４枚）、ロケットモーター５から噴射される燃焼ガスを偏向してその反力で推力を偏向する。
【００１５】
誘導飛しょう体１には、図示しない制御ユニットが設けられており、推力偏向板の角度を調整する推力偏向制御指令を送出することによって、機体の姿勢制御を行うように構成される。また、この制御ユニットは、操舵翼を操舵する操舵指令を送出し、誘導飛しょう体１の機体の空力的な姿勢制御も行うように構成される。推力偏向板４は偏向板支持部８の先端で回転軸に軸支される。偏向板支持部８と、ヒンジ１０と、スライド機構１１と、スライド駆動装置１２と、ばね１３は、推力偏向板４を、ノズルから離間させる可動部を構成する。
【００１６】
次に、推力偏向板４の動作について説明する。
図２は推力偏向板４の作動の様子を示したものであり、図２（ａ）は推力偏向作動時の断面図、図２（ｂ）は推力偏向非作動時の断面図である。
【００１７】
図２（ａ）において、推力偏向作動時には、駆動装置７が制御ユニットから推力偏向指令を受ける。駆動装置７から出力された動力は、偏向板支持部８内部を通る動力伝達機構９を通じて推力偏向板４の回転軸に伝達される。推力偏向板４はこの動力伝達を受けて、機軸に対し垂直な回転軸周りに推力偏向板４の偏向角を変化させる。このとき推力偏向板４は、ロケットモーター５から噴射される燃焼ガス噴流６内にあるので、ノズル５から噴射した燃焼ガス噴流を偏向し、誘導飛しょう体１の機体は推力偏向による姿勢制御力を得ることができる。
【００１８】
次に、図２（ｂ）において、推力偏向非作動時には、スライド駆動装置１２が制御ユニットから推力偏向による姿勢制御不要の指令を受ける。スライド駆動装置１２はスライド機構１１を可動して、スライド機構１１が胴体２に沿って前方に移動する。このとき偏向板支持部８はヒンジ１０に内蔵されたばね１３により回転トルクを受けて、偏向板支持部８はヒンジ１０を支点として、推力偏向板４をノズルから離す方向に展開する。この展開動作によって、推力偏向板４は燃焼ガス６の外に位置する。その結果、推力偏向による制御力は発生しない。
【００１９】
この実施の形態１は以上のように構成され、推力偏向が必要な場合のみ推力偏向板を燃焼ガス噴流に干渉させるスライド機構を備えている。これによって、推力偏向による姿勢制御が不要なときには、推力偏向板４を燃焼ガス６に晒すことがないため、推力偏向板４の熱負荷を低減することができる。
【００２０】
また、推力偏向板４が燃焼ガス６から受ける抗力は発生せず、ロケットモーター５の推力損失が生じることはない。
【００２１】
したがって、推力偏向装置を利用した誘導飛しょう体において、推力偏向板を切り離すことなくその熱負荷を低減して高い作動信頼性と安全性を実現し、また推力偏向非作動時の射程減少を招くことなく、高い姿勢制御能力を保持することができる。
【００２２】
実施の形態２．
以下、図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は実施の形態２による推力偏向板４の作動の様子を示したものであり、図３（ａ）は推力偏向作動時の断面図、図３（ｂ）は推力偏向非作動時の断面図である。また、図１、図２と同一符号のものは同一構成のものを示している。この実施の形態では、偏向板支持部８と、偏向板支持部回転装置１４は、推力偏向板をノズル５から離れるように回転させる可動部を構成する。
【００２３】
図３（ａ）において、実施の形態１と同様、推力偏向作動時には、推力偏向板４は、ロケットモーター５から噴射される燃焼ガス６内にあるので、推力偏向による姿勢制御力を得ることができる。
【００２４】
次に、図３（ｂ）において、推力偏向非作動時には、偏向板支持部回転装置１４が制御ユニットから推力偏向による姿勢制御不要の指令を受ける。偏向板支持部回転装置１４は、自身を軸として偏向板支持部８を１８０度回転させ、推力偏向板４が燃焼ガス６の外に位置する。その結果、推力偏向による制御力は発生しない。
【００２５】
さらに、偏向板支持部８が１８０度回転したとき、動力切替機構１５により推力偏向板４の偏向角を操舵翼３の舵角と同方向にする。これによって、推力偏向板４は操舵翼３と同様、揚力を発生する。
【００２６】
この実施の形態２は以上のように構成されているので、推力偏向非作動時において、反転した偏向板の発生する揚力の分だけ、実施の形態１よりも機動性の高い飛行特性を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】この発明の実施の形態１による誘導飛しょう体の構成図である。
【図２】この発明の実施の形態１による推力偏向の作動の様子を示す図である。
【図３】この発明の実施の形態２による推力偏向の作動の様子を示す図である。
【符号の説明】
【００２８】
１ 誘導飛しょう体、２ 胴体、３ 操舵翼、４ 推力偏向板、５ ロケットモーターノズル、６ 燃焼ガス噴流、７ 駆動装置、８ 偏向板支持部、９ 動力伝達機構、１０ ヒンジ、１１ スライド機構、１２ スライド駆動装置、１３ ばね、１４ 偏向板支持部回転機構、１５ 動力切替機構。
【図１】
2005188805.tif 000003
【図２】
2005188805.tif 000004
【図３】
2005188805.tif 000005