(57)【要約】【課題】  本発明が解決しようとする課題は、飛翔時の空気抵抗を削減するために先端角の小さな細長いノーズコーンを用いるものにおいて、その構造にも関わらず格納スペースの制限から飛翔体の容積効率が低下することなく、最大積載量を大きく採ることのできる飛翔体を提供することにある。【解決手段】    本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、径の小さな円板を先方位置に順次径の大きな円板を軸方向に配置する構造の伸展式のノーズコーンを構成するなどにより、ノーズコーン部分が収納時に於いて軸方向に圧縮構造であって、飛翔時には軸方向先端側に伸展する構成を採用し、分離後は軸方向を伸長させて各円板間には深い空洞が形成される構造とし、先端角の小さな細長いノーズコーンとし空気抵抗を削減するようにした。【選択図】    図７
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ノーズコーン部分は収納時に於いて軸方向に圧縮構造であって、飛翔時には軸方向先端側に伸展してノーズコーンを形成するノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体。
【請求項２】
軸方向先端側に伸展してノーズコーンを形成する形態は径の小さな円板を先に順次径の大きな円板を軸方向に配置すると共に、各円板間にはＬ／Ｄ値が１程度となる深い空洞が形成される構造であるノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体。
ただし、Ｌは円板間隔寸法、Ｄは空洞部深さ寸法である。
【請求項３】
ノーズコーンの最先頭部には円錐形状の部材が配置されている請求項１又は２に記載のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体。
【請求項４】
ノーズコーンの軸長を可変とする機構は軸が振出竿方式のものである請求項１乃至３のいずれかに記載のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機等に搭載され、空中で分離される飛翔体の抵抗低減方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
飛翔体の空気抵抗を削減するためには、飛翔体の先頭部分を先端角の小さな細長いノーズコーン形状とするのが効果的である。しかしながら、ノーズコーンを細長くすると、収納スペースが限られている条件の下では本体長さ寸法にしわ寄せが来てしまい、飛翔体の容積効率が低下し、最大積載量が制限されるという問題があった。飛翔体を収納するスペースが限られている条件の下で飛翔体の形状を出来るだけ小さくしない工夫として飛翔体を部分的に折り畳み構造として収納時にはコンパクト構造となるようにしたものは、特許文献１や特許文献２に開示されている。特許文献１のものは航空機に搭載されて発射される飛しょう体において、翼を展開させる翼展開装置を小型、軽量化することを課題とした技術的思想であって、そのために飛しょう体２の発射後、飛しょう体２の後方に放出、開傘した落下傘７にかかる空力荷重を吊索８を介して、それぞれ主翼３ａ，３ｂに伝わり回転力を与え、その結果、凹面８ａの曲面上をてこ９が摺動し、主翼３ａ，３ｂは回転し、所定の位置まで展開した後に、てこ９が凹面８ｂにはまることにより、主翼３ａ，３ｂの展開位置に固定する。また、主翼３ａ，３ｂの展開後、飛しょう中の空気抵抗となる落下傘７は、所定の時間経過後、延時カッタ１１が作動し、落下傘７を飛しょう体２から分離するという構成を採用している。しかし、この発明は収納時のコンパクト化を図る点で一部共通する点はあるものの、飛翔体の空気抵抗を削減しようという思想はなく、本発明の課題とは異なるものである。
【０００３】
特許文献２には、折りたたみ展開翼をもつ飛しょう体において、翼展開のための動力として、ロケットモータの燃焼ガス圧力や飛しょう時の空気力などを利用することにより、展開機構を排除、もしくは小型化し、飛しょう体本体の大きさを制限すること無く、発射筒に収納できる飛しょう体を得ることを目的とし、更に飛しょう時の抵抗を減らし、良好な空力特性を得ることを目的とした「誘導飛しょう体」が提示されている。その構成は、折りたたみ展開翼の展開リンク機構をピストンに接続し、ピストンを燃焼ガス流入装置の内部に配し、ロケットモータの燃焼ガスの圧力で翼を展開する。また燃焼ガス圧力に替えて、機体の制御による慣性力、飛しょう時の空気力などを利用できる構成としている。この発明は飛しょう時の抵抗を減らし、良好な空力特性を得ることを目的としているものの、これは飛翔体先頭部の工夫ではなく、操舵翼についてのものである。
【特許文献１】特開２００１−１４１３９９号公報  「飛しょう体の翼展開装置」    平成１３年５月２５日公開
【特許文献２】特開平８−２２６７９８号公報  「誘導飛しょう体」  平成８年９月３日公開
【非特許文献１】Robert L. Stalling, Jr., and Floyd J. Wilcox, Jr.,"Experimental Cavity Pressure Distortions at Supersonic Speeds", NASA TP-2683,1987.
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明が解決しようとする課題は、飛翔時の空気抵抗を削減するために先端角の小さな細長いノーズコーンを用いるものにおいて、その構造にも関わらず格納スペースの制限から飛翔体の容積効率が低下することなく、最大積載量を大きく採ることのできる飛翔体を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、径の小さな円板を先方位置に順次径の大きな円板を軸方向に配置する構造の伸展式のノーズコーンを構成するなどにより、ノーズコーン部分が収納時に於いて軸方向に圧縮構造であって、飛翔時には軸方向先端側に伸展する構成を採用し、機体格納時はノーズコーンを軸方向に短縮して容積効率を高め、分離後は軸方向を伸長させて各円板間には深い空洞が形成される構造とし、先端角の小さな細長いノーズコーンとし空気抵抗を削減するようにした。
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、空気抵抗を更に低くするためノーズコーンの先頭部には円錐形状の部材を配置するようにした。
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、例えば振出竿形態を採ってノーズコーンの軸長を可変とする機構を備えるようにした。
【発明の効果】
【０００６】
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、径の小さな円板を先方位置に順次径の大きな円板を軸方向に配置するなどの構造で伸展式のノーズコーンを構成したものであるから、飛翔体収納時の容積効率を改善すると同時に、分離後は軸方向を伸長させて先端角の小さな細長いノーズコーンとなるようにしたので、飛翔体分離後の空気抵抗を削減し、航続距離をのばす効果が期待できる。
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、空気抵抗を更に低くするためノーズコーンの先頭部には円錐形状の部材を配置するようにしたので、後方配置の円板群と総合して従来のノーズコーンと空気抵抗に関してほぼ同様の作用効果が得られる。
本発明のノーズコーンを先頭部に備えた飛翔体は、振出竿形態を採るなどノーズコーンの軸長を可変とする機構を備えるようにしたものであるから、収納時におけるノーズコーン部分の形状短縮化と分離後の軸方向を伸長させる切換動作が確実且つ迅速に行える。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明が解決しようとする課題は、前述したとおり飛翔時の空気抵抗を削減するために先端角の小さな細長いノーズコーンを用いるものにおいて、その構造にも関わらず格納スペースの制限から飛翔体の容積効率が低下することなく、最大積載量を大きく採ることのできる飛翔体を提供することにある。先端角の小さな細長いノーズコーン形状は高速で飛翔する際に求められる形状であり、収納時に必要とされる構造ではないため、細長いノーズコーンを収納時にはコンパクト構造に折り畳み又は圧縮できる構造とすることに想到したものである。航空機等によって運搬されるときは限られたスペースに収納される。もし、飛翔時の要件から先の細いノーズコーン形状が必須であったとすると、図１の上段に示すように飛翔体の構造としては断面積の太い部分が少なくなり、必要とする燃料のスペースを確保すると搭載可能なスペースというものは極めて狭くならざるを得ない。そこで、本発明では収納時には必要条件ではない先の細いノーズコーン形状を圧縮変形し、飛翔時に先の細いノーズコーン形状をとれるような形態を想到したものである。第１の形態としては図２のＡに示すように飛翔体１の先端部のノーズコーン２を輪切りにし収納時には入子状に畳まれた状態とし、飛翔時には軸方向先端側に伸長されて先端角の小さな細長いノーズコーン形状を採るようにする入子方式のもの。第２の形態としてはＢに図示するようにノーズコーン２を蛇腹構造として収納時には畳まれた状態とし、飛翔時には軸方向先端側に伸長されてノーズコーン形状を採るようにする蛇腹方式のもの。第３の形態としてはＣに図示するような径の小さな円板を先端側に順次径の大きな円板を軸方向に配置した構造のノーズコーン２を先頭部に備えた飛翔体構造とし、収納時には円板間距離を縮めた状態とし、飛翔時には軸方向先端側に伸長されてノーズコーン形状を採るようにする円板方式のものを提示する。
【０００８】
第１と第２の形態では飛翔時の伸長されたノーズコーン形状は通常の円錐ノーズコーン形状と大差の無いものであるため、空力的にも特異性はないものとなる。これに対し、第３の形態では伸長されたノーズコーン形状は通常の円錐ノーズコーン形状と大きく異なるものとなるため、その空力的な特異性については検証する必要がある。
本発明で提案する径の小さな円板を先端側に順次径の大きな円板を軸方向に配置した構造の円板方式のノーズコーンでは円板と次に隣接配置された円板間には空洞部（Cavity）が出来ることになるため、円錐体の周面にリング状に穿設された空洞部を有するモデルを作りその空力的特性について実験的に検証を行った。
【０００９】
空洞部（Cavity）に関する流れの研究は平板状の流れについて非特許文献１など数多くの研究例が報告されている。そのほとんどが空力抵抗や圧力振動を低減する目的でなされたものであるが、図７に示すように流れの場の性質としては空洞部の流れ方向長さＬに対する深さＤの寸法値が大きい深い空洞（Deep Cavity）の方が浅い空洞（Shallow Cavity）より良好との結果が報告されている。空洞部で発生する渦流は空洞が深い場合空洞内に収まるが、浅い場合は空洞外まで渦流が流れ出し境界層を乱し空洞部での衝撃波発生を誘引する。図の下段に示したグラフからは空洞の流れ方向位置に対応させた圧力は浅い空洞の方が変動が大きく気流を乱していることを示している。浅い空洞は結果としてその空洞部から強い斜め衝撃波が発生することが知られている。しかし、本発明が試みようとしている円錐面上の空洞については研究例がない。そこで、本発明者等が円錐面上の空洞（ConicalCavity）の流体特性について超音速風洞実験を行った結果を以下に示す。
【００１０】
図３に円錐面上に深い空洞と浅い空洞を穿設した円錐体モデルを使った超音速風洞でのシュリーレン写真を示す。黒く写っている円錐体の細くなった方が気流上流側であり、この円錐体の上下の面に白っぽく３つの矩形が写っているのが円錐面に穿設された３つの環状空洞部である。この写真から観察すると円錐体の両側に下流側に広がった線状模様が見えるがこれが円錐体先端部から生じた先端衝撃波である。また、空洞後端部から斜め方向に発生する弱い衝撃波とこの空洞部下流側の円錐面近辺に境界層が見て取れる。
この円錐面上の空洞モデルとして、空洞の流れ方向長さＬに対する深さＤの寸法（Ｌ／Ｄ値）や、空洞の数を変えた６つのモデルを準備し、空洞部を有しない円錐体との差異を検証すべく超音速風洞での流体実験を行った。その結果は表１に示すようなものであった。この表でｙ値は円錐壁面からの距離であり、単位はｍｍ、ｐ01／ｐ0∞値は測定ピトー圧値を主流全圧で割って無次元化したピトー圧値である。表の上部に示されているようにモデルＭ０は比較基準となる空洞なしの円錐体、モデルＭ１は空洞数１で深さが15ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が1.0、モデルＭ２は空洞数１で深さが15ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が0.5、モデルＭ３は空洞数１で深さが15ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が3.7、モデルＭ４は空洞数２で深さが15ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が1.0、モデルＭ５は空洞数６で深さが５ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が1.0、そしてモデルＭ６は空洞数１で深さが25ｍｍ，Ｌ／Ｄ値が1.0のものである。
【表１】
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【００１１】
図４に６つのモデルについてのシュリーレン写真を示す。どのモデルについても空洞部からの斜め衝撃波の発生が観察できるが、Ｌ／Ｄ値が0.5と深い空洞形状のモデルＭ２以外のものでは空洞前端部からも後端部からも衝撃波の発生が見られるが、モデルＭ２については後端部からだけ斜め衝撃波の発生が見られる点で差異が認められる。
図５は、円錐壁面からの距離であるｙ値を縦軸、無次元化したピトー圧値を横軸にとった平面上に、モデルＭ１，２，３の測定値をモデル０と共にプロットしたグラフである。このグラフから判ることは壁表面からの距離が５ｍｍ以上の所では全てのモデルとも圧力値が最大値に集束しており、それ以下の領域ではＬ／Ｄ値が3.7 と浅い空洞形状のモデルＭ３だけが圧力値が小さめにでて異なった値を示している。しかし、Ｌ／Ｄ値が0.5 と深い空洞形状のモデルＭ２は空洞のない円錐体とほとんど差がない値を示しているし、Ｌ／Ｄ値が1.0のモデルＭ１が壁近傍で若干高めの圧力を示しているものの問題となるほどの差はない。図６はモデルＭ４，５，６，１の測定値をモデル０と共にプロットしたグラフである。モデルＭ４，５，６のＬ／Ｄ値はみな1.0であり、先のモデル１と同様の値である。このグラフからみると、これらＬ／Ｄ値1.0 の空洞モデルはみな同じような値を示しグラフが重なっており、空洞の数が２つのモデルＭ４も６つのＭ５も大差がない。すなわち、この結果から判ることは円錐体面に空洞があってもＬ／Ｄ値が１程度の深い空洞であれば、その数が複数あっても空洞のない円錐体の空力特性と大差がないものとなるという事実である。このことは本発明の提示する円板方式のものであっても適切な枚数の円板を用いてＬ／Ｄ値の小さな深い空洞を形成すれば、固体壁のノーズコーンと同等の空力特性が得られることを示すものである。なお、先の図４に示したシュリーレン写真では空洞部からの斜め衝撃波の発生がそれぞれのモデルに於いて観測されたが、圧力測定から浅い空洞のモデルＭ３の他は気流に大きな影響を及ぼすものではないことが確認できた。
【実施例１】
【００１２】
以上のデータに基づいて円板方式の１実施例を図７を参照しながら説明する。この実施例は３枚の円板と先端部の円錐体とによって伸展式ノーズコーンを構成したものである。図のＡは収納スペース１０内でノーズコーン２部分が圧縮状態となっている飛翔体１の収納状態を示しており、図のＢは飛翔体が収納部から分離され、ノーズコーン２が伸展され飛翔動作に入った形態を示している。また、図のＣは伸展されたノーズコーン部分の拡大図である。ノーズコーン２を構成する３枚の円板2bと先端部の円錐部材2aとはそれぞれ軸2cの先端部に固定され、先端側の軸2cほど細く形成され、その軸2cは１つ前の部材の軸内に収まる所謂振出竿形態を採るようにしてある。先端部の円錐部材2aと各円板2bとが接触状態で収納時に畳み込まれた状態となっているノーズコーン２はエンジンの点火と同時に分離時に火工品３の点火によって伸展されるようにしてあり、伸展された各振出軸2cはロックされ伸展状態が保たれる機構となっている。なお、ノーズコーン２の伸展動作を行わせる機構は火工品３を用いずにバネ機構で行うようにしても良い。
【００１３】
伸展された状態では先端部の円錐部材2aと円板2bとの間、円板2bと次の円板2bとの間に空洞が形成されることになるが、先の円錐体空洞部の空力実験結果を踏まえ、複数の円板2bの間には、円錐体空洞の流れが形成される。この流れの基本特性として、深い空洞であれば下流境界層分布はほとんど変化しない。従って、適切な枚数の円板2bを用いて深い空洞を形成すれば、通常のノーズコーンと同等の空力特性が得られるとの考えに基づいて設計した。従って、先端部の円錐体と円板との間隔は短くし、円板と次の円板との間隔は円板の径に応じてとるようにするため、円板間間隔は後方に行くほど大きくとる。因みに本実施例では、飛翔体円筒部の半径を１とすると、先端部の円錐部材2aの半頂角は15度で長さ寸法が0.97，後端部の半径は0.26、３枚の円板2cの半径は前方から0.36，0.51，0.71とし、各間隔は0.39，0.54，0.76，1.07とした。従って本実施例では、ノーズコーン全長が飛翔体円筒部の半径を１として3.73そしてＬ／Ｄ値が1.5となっている。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明と従来の飛翔体との搭載可能領域を比較した説明図である。
【図２】本発明の伸展式ノーズコーンの具体化例を示す図である。
【図３】円錐面の空洞の超音速風洞におけるシュリーレン写真。
【図４】異なる円錐空洞モデルの超音速風洞におけるシュリーレン写真。
【図５】３つの異なる円錐空洞モデルと空洞のない円錐体との超音速風洞における圧力分布を比較するグラフである。
【図６】４つの異なる円錐空洞モデルと空洞のない円錐体との超音速風洞における圧力分布を比較するグラフである。
【図７】本発明の１実施例を説明する図である。
【図８】従来から知られている平板空洞の空力実験の結果を示す図である。
【符号の説明】
【００１５】
１  飛翔体                          ２  ノーズコーン
2a  先端円錐部材                    2b  円板部材
2c  軸                              ３  火工品
10  収納スペース
【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】
2005315542.tif 000009
【図７】
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【図８】
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