(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
スピン安定化飛翔体（１０）において、
先端の鼻部分（２０）と；
後部部分（３０）と；
該鼻部分と該後部部分との間に配置された中央部分（１１０）とを具備し、
前記飛翔体が回転軸線（７１０）を有する細長い、空気力学的な形状の本体を確定し、
前記中央部分がその円周方向表面の凹所に配置された、縦方向に延在するロールダンピング増強部分（１００）を有し、該ロールダンピング増強部分（１００）の高さは、該凹所の深さ以下であって、該ロールダンピング増強部分（１００）が、該飛翔体の境界層モーメント高さの少なくとも２倍の高さだけ外側へ延在した複数個の部材からなっており、該飛翔体（１０）を、所定の射程距離において、ジャイロスコープ的に不安定になるようにし、その後は連続的にジャイロスコープ的に不安定にすることを特徴とするスピン安定化飛翔体。
【請求項２】
前記鼻部分（２０）が、その軸線方向寸法に亘って、ほぼ円錐形状になっていることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項３】
前記ロールダンピング増強部分の部材が、前記本体において複数個、細長くなって並置され、かつ前記鼻部分（２０）と前記後部部分（３０）との間で、縦方向に延在した縦溝（１２０）からなり、該縦溝が前記中央部分（１１０）における前記凹所の深さ以下の深さで外側へ延在していることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項４】
前記縦溝（１２０）の数が４ないし１２個であることを特徴とする請求の範囲第３項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項５】
前記飛翔体が、関連する縦溝（１２０）の末端部分を受留めるために十分な寸法になった、一連のスロット（１４０）を有していることを特徴とする請求の範囲第３項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項６】
前記縦溝（１２０）が回転軸線（７１０）に直角になって半径方向外側へ延在していることを特徴とする請求の範囲第３項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項７】
前記ロールダンピング部分の部材が、接近してくる空気の方向において、縦方向の軸線（７１０）に関して傾斜していることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項８】
前記ロールダンピング部分の部材が、接近してくる空気の方向において、縦方向の軸線（７１０）から約３度ないし５度の角度だけ傾斜していることを特徴とする請求の範囲第７項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項９】
前記ロールダンピング増強部分の部材が、本体の中に形成された溝（１８０）を画定し、かつ前記鼻部分（２０）と前記後部部分（３０）との間で縦方向に延在する複数個の並置された平坦部（２２０）からなり、該平坦部が前記中央部分（１１０）における凹所の深さ以下の深さで外側に延在していることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項１０】
前記平坦部（２２０）の数が４ないし１２個であることを特徴とする請求の範囲第９項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項１１】
前記平坦部（２２０）が飛翔体の円周方向に均等隔置されていることを特徴とする請求の範囲第１０項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項１２】
前記ロールダンピング増強部分（１００）の長さが飛翔体の本体の直径の２．０倍までであり、各々が飛翔体の本体の直径の３％ないし７％の深さを有している複数個の空気キャビティー（１８０）を画定していることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項１３】
前記ロールダンピング増強部分（１００）が飛翔体の重心に配置されていることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【請求項１４】
前記ロールダンピング増強部分（１００）と前記後部部分（３０）との間において、閉塞帯（１６０）が配置されていることを特徴とする請求の範囲第１項記載のスピン安定化飛翔体（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
米国政府は本発明において払い込み済みライセンスを有し、陸軍省によって認められた、ＤＡＡＺＩ−９０−Ｃ−００９６の項目によって提供されるような合理的な項目に対しても、特許権者が他者にライセンスを与える権利を有している。
【０００２】
（技術分野）
本発明は所定の射程距離限定特性を有する、新規でかつ改良された練習用飛翔体に関するものである。さらに詳細に言うと、半径方向に分布された平坦部が所定の範囲においてジャイロスコープ的な不安定性を誘起し、それによって飛翔体の全体的な飛翔軌道を低減させる。
【０００３】
（従来技術）
米国特許第４、０６３、５１１（バラード）は、飛翔体の本体を流線形化し、それによって飛翔中の空気抵抗を減少させるための溝を備えた、スピニングショットガンの飛翔体を開示している。
【０００４】
米国特許第４、５２０、９７２（ディージンガー他）は、飛翔体の後端に取り付けられた安定装置の作用によってその軸線方向の安定性を変化させる、スピン安定化された練習用飛翔体を開示している。
【０００５】
米国特許第４、７０８、０６５（シリング他）は、円周方向において環状の凹所を備えていて、飛翔体の通常軌道を切頭するためのロールダンピング機能を用いない、練習用飛翔体を開示している。
【０００６】
米国特許第４、９０５、６０２（バックランド）は、飛翔体の鼻部分に取りつけられた一列のスピンダンピングフィンを有するスピンダンプの練習用飛翔体を開示している。
【０００７】
大口径の弾薬の軌道を試験するための射程距離としては、明らかに安全の目的のために極めて大きな領域が必要となる。２５ｍｍ口径の飛翔体に関する典型的な射程距離は、２５ｍｍの飛翔体が典型的には１２ｋｍの距離を飛ぶので、約１４ｋｍの長さになる。これらの距離は飛翔体の寸法に応じて変化する。大型の飛翔体は比例的して大きな領域を必要とする。多くの銃砲利用、即ち、ターゲットを用いての射撃練習ラウンドにおいては、飛翔体が２つの相反する目的を満足することが必要となる。即ち、１）特定の射程距離までは高い特性の平坦軌道を達成し、２）突然に減速して、特定の射程距離限度を越えないようにすることである。従来技術によるスピン安定化飛翔体は、それらが指摘された円筒形状をしているので、それらがこれらの２つの相反する要求を満足するには厳しく制限されている。
【０００８】
（本発明が解決すべき課題）
問題は、大きな初期速度の結果として射程距離が過大に長くなることと、あるいは、たとえ特定の限定射程距離が満足されても、初期の軌道特性が不適当である。
【０００９】
（課題を解決するための手段）
本発明は、ロールダンピング増強部分を有した練習用飛翔体を提供することによって、この課題を解決するものであり、該飛翔体は所定の距離を飛んだ後に、ジャイロスコープ的に不安定になる。このようにジャイロスコープ的に不安定な軌道になると、飛翔体は大きな偏揺れを開始し、それによって飛翔体が最終的に到達する距離は低減される。
【００１０】
本発明は特定の所定の距離までは平坦な軌道を描き、その距離に達したら突然ジャイロスコープ的に不安定になる飛翔体に関するものである。従って、１つの実施例は先端の鼻部分と、後部部分と、中央部分とを有する飛翔体に関連する。
【００１１】
前記中央部分は凹所に配置された、縦方向に延在するロールダンピング増強部分を有し、該ロールダンピング増強部分は該凹所のほぼ深さ以下で外側へ延在している。該ロールダンピング増強部分は、接近してくる空気と相互作用する溝を画定する、縦溝あるいは平坦部を有しており、飛翔体は所定の射程距離においてジャイロスコープ的に不安定になり、その後は連続的にジャイロスコープ的に不安定になる。
【００１２】
（発明を実施するための最良の形態）
本発明は、特定の範囲内においては射程距離限定機構が本質的な効果を発揮しないが、その後の距離を低減するような練習ラウンドに関するものであり、該練習ラウンドが練習領域の境界を越えることを防いでいる。
【００１３】
典型的には、回転飛翔体は、飛翔体が空気力学的に安定な飛翔軌道を可能にするようなジャイロスコープ的な安定係数が１．０以上であり、また飛翔体が安定軌道を保持する可能性を表す動力学的安定係数が０ないし２．０である時に、安定に飛ぶ。
【００１４】
回転飛翔体はＳg＞１の時に安定な飛翔軌道を描く。ここで
【数１】
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Ｖは、乱れのない接近してくる空気流の流速；Ｉxは飛翔体の慣性力の軸線方向モーメント；ｐは空気密度；ｄは飛翔体の参照直径；Ｉyは飛翔体の慣性力の横方向モーメント；ωは飛翔体の縦方向軸線の周りの角速度；Ｃｍαは空気力学的なピッチングモーメントの傾きである。
【００１５】
終始一貫して国際単位系を用いてもよい。
【００１６】
低角度、高速の軌道に関してｄと、ＩxとＩyが固定され、ｐとＣｍαだけがわずかに変化するので、飛翔体のジャイロスコープ的な安定性を制御する主な要素は角速度と前進速度との比（ω／Ｖ）である。
【００１７】
本発明は、スピン率を前進速度よりも早く減衰させるロールダンピング特性を増強させることによって、射程距離限定飛翔体を提供しようとするものである。通常の軌道の場合においては、速度の減衰の方がスピン率の減衰より大きく、従って飛翔体はより安定になる。もし飛翔体のスピンダンピング特性が大きく増加して、スピン率の減衰が速度の減衰よりも大きくなると、Ｓgは飛翔中に減少し、安定的に発射された飛翔体は、ある臨海距離だけ飛んだ後に、不安定を誘起することがあり得る。ロールダンピングのメカニズムが飛翔体の抗力を増加させることはなく、また本質的ではないがピッチングモーメントの変化をもたらすこともなく、さらにマグナスモーメントを変化させることもないことが重要であり、さもなければ、これらの現象は練習ラウンドを模擬戦闘ラウンドにできるだけ近く似通よわせる可能性に悪影響を与えるものである。本発明による練習ラウンドの設計は、送弾筒を用いる内筒砲の飛翔体を使用する場合の、全口径飛翔体の通常作用に影響を与えることはない。
【００１８】
本発明は、飛翔体がジャイロスコープ的に安定で、従って通常のカートリッジ式飛翔体と相関する軌道の第１部分を有することを可能にする。該軌道の第１部分の飛翔特性は監視し、記録することができる。該軌道の第１部分を監視することによって集められたデータは、もしロールダンピング増強特性が存在していない場合に飛翔体が有するであろう軌道を外挿するために用いてもよい。
【００１９】
前記軌道の第１部分は、砲口から伝達されるマッハ数で示される飛翔速度を有している。発射時にはまた、砲身の旋条ねじれ角に比例した角速度が伝達される。飛翔体がその飛翔軌道に沿って飛ぶ場合には、飛翔速度は角速度よりも早い割合で減速し始める。このように減速させるためには、図２および図３に示した本発明によるロールダンピング増強部分が、飛翔体の本体に縦溝１２０あるいは平坦画定溝２２０を有していて、飛翔体の回転軸線の周りにおけるモーメント力を強め、飛翔軌道の安定性を減少させることが必要となる。さもなければ、飛翔体は安定な飛翔軌道を有することになり、そのような軌道は飛翔体の飛ぶ距離を増加させるであろう。
【００２０】
軌道の第２部分は、空気と飛翔体のロールダンピング増強部分との境界面によって生じる回転ピッチングモーメントの増加によって、ジャイロスコープ的に不安定になる。このジャイロスコープ的な不安定性によって、飛翔体の偏揺れ角は大きくなる。この偏揺れ角が大きくなると、抗力が大きくなり、飛翔体の飛ぶ距離が減少される。凹状になったロールダンピング部分１００の１つの目的は、その設計を従来型の銃の砲身から発射された全口径飛翔体に用いることができるようにすること、あるいは、構造的に重要な副飛翔体の後端とプッシャーベースとの境界面、あるいは送弾筒の製造工程および／あるいは成型工程を修正する必要なしに、既存の内筒砲の飛翔体と送弾筒の形状を使用することにある。
【００２１】
練習ラウンドとして用いられる回転飛翔体は角速度（ω）より急速に減衰する飛翔速度（Ｖ）を有している。従って、飛翔体が速度低下すると、飛翔パターンはより安定になる。本発明は、飛翔体の中央部分におけるロールダンピング増強部分を用いることによって、
【数２】
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を減衰させる回転軸線の周りのモーメントを飛翔体に与える。このことによって、飛翔体はジャイロスコープ的に不安定になり、高い偏揺れおよび／あるいは揺動飛翔とする。
【００２２】
図２および図３に示したように、ロールダンピング増強部分１００は、飛翔体を取り囲む空気流と相互作用する縦溝１２０あるいは溝画成平坦部２２０を有することができる。ロールダンピング特性の設計、特に凹状縦溝１２０あるいは平坦部２２０の数、該縦溝１２０あるいは平坦部２２０と縦方向軸線との間の角度、および該縦溝１２０あるいは平坦部２２０の飛翔体の本体の中への突入深さを決定することにより軌道路がどの点において、飛翔体がジャイロスコープ的に不安定となり、偏揺れ角の大きな飛翔の開始距離が決まる。前記点は、飛翔体がジャイロスコープ的に安定な軌道から、ジャイロスコープ的に不安定な軌道に移り変るので“クロスオーバー点”として知られている。該クロスオーバー点は、飛翔体が回転する時の速度（角速度）であるスピン率と、飛翔体の軌道にどのようにブレーキ力が影響するかを示す減衰率との関数である。減衰率がいかに速く増加するかを調節することにより、クロスオーバー点の位置を予め画定することができ、そのような画定項目を用いて望みのクロスオーバー点を有した飛翔体を設計することができる。
【００２３】
前記縦溝１２０と平坦部２２０とは平坦な、あるいはねじられ、および／あるいは曲がった表面を有することができ、それによって、空気は飛翔体の軌道に対してある程度影響を与えることになる。複数個の縦方向に細長くなった前記縦溝１２０あるいは平坦部２２０の累積的な効果によって空気の流れが偏向され、それによって、飛翔体が減速する時にジャイロスコープ的により安定になろうとする傾向に打勝つためのモーメント力が与えられる。
【００２４】
前記縦溝１２０あるいは平坦部２２０は飛翔体１１０の中央部分において、それらが飛翔体の先端表面をかなりの程度延在しないようにして、凹状に形成されている。該縦溝１２０あるいは平坦部２２０の深さは、該中央部分における凹所の深さとはほぼ同じになっており、また境界層モーメント高さの少なくとも２倍の高さを有していて、それらが境界層の中へ埋没しないようになっていなければならない。該境界層は動いている飛翔体を取り囲む領域であり、飛翔体に対して力を加えるものである。
【００２５】
図２および図３は飛翔中における飛翔体の表面に沿った空気の流れを示している。前記縦溝１２０あるいは平坦部２２０は、前記境界層の効果を打ち消すために、縦方向軸線７１０から外側へ延在し、従って、該縦溝１２０あるいは平坦部２２０は飛翔体１０に対するモーメント力を増加させるであろう。
【００２６】
図２は鼻部分２０と、後部部分３０と、中央部分１１０とからなる飛翔体１０を示しており、該鼻部分は中空であってもよく、アルミニウムあるいは鋼のようなどのような弾性材料でできていてもよい。該中央部分１１０は縦溝１２０を含む凹状のロールダンピング増強部分１００を有している。図３は円錐状の鼻部分２０と、後部部分３０と、平坦部２２０を含むロールダンピング増強部分１００とからなる飛翔体１０を示している。
【００２７】
前記縦溝１２０と平坦部２２０とは、接近してくる空気で満たされる空気キャビティー１８０を有していてもよい。該空気キャビティー１８０は事実上どのような深さであってもよいが、飛翔体本体の直径の２．５％ないし７．５％の深さが好ましく、飛翔体本体の直径の５．７％が最も好ましい。
【００２８】
前記縦溝１２０は、図７に示したような飛翔体１０の縦方向軸線７１０に沿って整列されている。該縦溝１２０は該軸線に関して各種度合いになって位置することができ、また形状も変化することができる。
【００２９】
図１０に示したように、ロールダンピング部分１００は縦方向軸線７１０に対して角度がついていてもよい。姿勢方位角γの好ましい角度は９０度であり、これは接近してくる空気に対するロールダンピング部分１００の露出表面積を最大にしている。前記縦溝あるいは平坦部の該姿勢方位角が直角の９０度より減少あるいは増加すると、該ロールダンピング部分１００がその表面積を飛翔体の本体により近づけることになるので、接近してくる空気の流れに対して露出されている該ロールダンピング部分１００の表面積はより小さくなるであろう。該姿勢方位角γはまた空気キャビティー１８０の形状にも影響を与える。中央部分のロールダンピング部分１００はスピン減衰率を増加させ、飛翔体１０を所定の範囲でジャイロスコープ的に不安定にさせる。
【００３０】
縦溝１２０あるいは平坦部２２０を含むロールダンピング増強部分１００は飛翔体１０の中央部分１１０に位置し、これは重心に近く、従って、飛翔軌道における望ましくない摂動を減少させている。該ロールダンピング増強部分は飛翔体本体の全長に亘っていてもよい。好ましい長さは、飛翔体本体の直径の１ないし１．７５倍である。最も好ましい長さは、飛翔体本体の直径の１．３３倍である。
【００３１】
図２および図３に示したような飛翔体１０は、それが発射される時に、砲口が飛翔体１０に対してスピン運動を加えることを可能にするための閉塞帯１６０を有している。
【００３２】
前記ロールダンピング用の縦溝１２０あるいは平坦部２２０の寸法、数および／あるいはねじれ角を変化させることによって、飛翔体の空気力学的なロールダンピングトルクを調節して、高抗力条件における稼働時間を制御することができ、それによって軌道のそれぞれの高速部分と低速部分の変更において大きな改良策を提供する。前記縦溝１２０あるいは平坦部２２０が中央部分１１０の中へ深く入れば入るほど、飛翔体１０はより早くジャイロスコープ的に不安定となるであろう。該縦溝１２０あるいは平坦部２２０は飛翔体１０の表面周りの空気の流れの方向を変えるので、該縦溝１２０あるいは平坦部２２０は空気力学的な力を反対方向に作用させ、回転軸線の周りにモーメントを発生させ、これがジャイロスコープ的な安定性を減少させ、飛翔体を大きく偏揺れさせたり、あるいは転落軌道を描かせたりする。図８Ａおよび図８Ｂに示したように、前記ロールダンピング部分１００は変化することができる。該部分はどのような数であっても作用するであろう。しかしながら、好ましい数は、飛翔体の円周方向に均等隔置された４ないし１２個である。
【００３３】
図４および図５に示したように、前記ロールダンピング増強部分１００は、ロールダンピング効果を上げるために、空気の流れに対向して角度βだけ傾斜していてもよい。縦溝１２０あるいは平坦部２２０の縦方向軸線７１０に対する傾斜角度βを増加させると、空気がロールダンピング部分１００と相互作用する角度も増加する。このことによって、ジャイロスコープ的に不安定な飛翔軌道へのクロスオーバーが容易になり、飛翔体は軌道を低減させる。βの値は縦方向軸線から０度ないし３０度であってもよい。しかしながら、３度ないし５度の角度が好ましい。傾斜角が１５度を越えると、飛翔軌道の中で早いうちに不安定になる。
【００３４】
図９に示したように、ロールダンピング増強用の縦溝１２０もまた使用者によって調節されてもよく、傾斜角が現場で変更されてもよい。凹状の縦溝１２０が後部部分３０にとりつけられている場所における傾斜角βは、該後部部分３０に複数個の連結スロット１４０を設けることによって変化させてもよい。個々の使用者が一旦望みの傾斜角βを選択すると、各々の縦溝１２０は後部部分３０の対応的な前記スロット１４０に固定することができる。
【００３５】
図６は、ロールダンピング部分１００がわずかに傾斜している場合の前記中央部分１１０の軸線方向断面を示している。この図はロールダンピング部分１００の相対的な深さを示している。該ロールダンピング部分は境界層のモーメント力をなくすのに十分な深さになっている。
【００３６】
図７は射程距離限定飛翔体の９０度方向における縦方向断面を示している。
【００３７】
図８は前記射程距離限定飛翔体が各種数のロールダンピング部分を有することができることを示している。
【００３８】
図１３は前記ロールダンピング部分１００が固体であってもよいことを示している。平坦部２２０は、接近してくる空気との境界表面を提供し、それによって飛翔体１０に対するロールダンピング効果を増加させるための溝を画定している。この実施例は空気キャビティーを有していない。
【００３９】
（例１）
図１は、従来型のスピン安定化された飛翔体と、ロールダンピング増強された飛翔体との特性比較をグラフで示している。参照線１２はロールダンピング増強部分なしの飛翔体の軌道を示している。参照線１４はロールダンピングと増強部分のある、本発明による飛翔体の軌道を示している。射程距離限定機能のない飛翔体（参照線１２）は１２ｋｍまで飛ぶのに対し、射程距離限定機能のある飛翔体は８ｋｍ以下しか飛ばない。すなわち３３％射程距離が減少する。この最大射程距離の差は、既存の練習、試験用の射程の物理的な限度を考慮した場合には重要である。飛翔体の飛ぶ距離は、飛翔体の質量の関数である。質量が大きければ大きいほど、その軌道の距離は大きくなる。しかしながら、本発明によるロールダンピング増強部分は、全ての飛翔体の飛翔距離を比例的に低減させるであろう。従って、このロールダンピング機能はあらゆる寸法の飛翔体に適用されるであろう。
【００４０】
（例２）
図１１Ａ、１１Ｂ、１２Ａ、１２Ｂは前記縦溝１２０の寸法の例を示している。この寸法は飛翔体の本体の直径とのパーセントとして表現されており、従って、あらゆる飛翔体に対して適用することができる。図１１Ａ、１１Ｂは双円錐状の飛翔体を示しており、飛翔体の表面から縦方向軸線へ向かって、本体直径の３．５％の深さを有した縦溝１２０を設けている。図１２Ａ、１２Ｂは円錐−円筒状の飛翔体を示しており、前記縦溝の深さは円錐−円筒形状に関する本体の直径の５．７％である。双円錐状と円錐−円筒状の両方において、ロールダンピング部分の長さは本体の直径の１３３％である。
【００４１】
前記円錐−円筒状の飛翔体の溝は本体の直径の５．７％の高さを有し、双円錐状の飛翔体の溝は本体の直径の３．５％の高さを有し、そのロールダンピング効果は前者が後者の４倍である。
【００４２】
本発明の好的実施例は、縦方向軸線から外側へ延在している平坦な垂直表面を有する凹状縦溝１２０を有している。この形状は縦溝１２０の実効表面積を増加させる。該縦溝１２０は長さと高さとの比率は１５対１である。中央部分１１０としてタングステンを用いている円筒部は、ジャイロスコープ的な安定性を改良することができ、周辺の空気の温度とは無関係にクロスオーバーと射程の切頭現象を確保することができる。タングステンの円筒が用いられている場合には、クロスオーバー率は１５０度Ｃから−６０度Ｃの範囲の砲口温度においては影響を受けないであろう。前記縦溝１２０あるいは平坦部２２０はタングステン円筒の中へ成型されても、あるいはタングステン円筒の中へ刻んでもよい。
【００４３】
本発明の好的実施例を詳細に説明してきたが、当業者にとっては添付した特許請求の範囲において示したような本発明の範囲から逸脱することなしに、これらの実施例に修正や改造を行ってもよいことが明らかなはずである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明によるロールダンピング増強部分を備えた飛翔体の射程距離限定特性を示す図である。
【図２】  本質的に円錐状の鼻部分と、縦溝を備えたロールダンピング増強部分とを有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【図３】  本質的に円錐状の鼻部分と、縦溝を画定する平坦部を備えたロールダンピング増強部分とを有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【図４】  傾斜した縦溝を有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【図５】  傾斜した平坦部を有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【図６】  傾斜したロールダンピング部分を有する飛翔体の軸線方向の断面図である。
【図７】  飛翔体の９０度方向における飛翔体の縦断面図である。
【図８】  ＡおよびＢは縦溝あるいは平坦部のそれぞれの数の変化を示す図である。
【図９】  調節可能な傾斜したロールダンピング用の縦溝を有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【図１０】  ロールダンピング増強用の縦溝あるいは平坦部の姿勢方位角の断面図である。
【図１１】  ＡおよびＢは双円錐状になった縦溝の寸法の例を示す図である。
【図１２】  ＡおよびＢは円錐ー円筒状になった縦溝の寸法の例を示す図である。
【図１３】  固体状のロールダンピング増強部分を有する射程距離限定飛翔体を示す図である。
【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８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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