JP2007247954A - Guidance missile and its guidance control method - Google Patents

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To obtain a guidance missile achieved in high maneuvability by a simple configuration without deteriorating turning load performance caused by deterioration in the rigidity of an airframe upon controlling an attitude using a side thruster. <P>SOLUTION: The guidance missile is equipped with a thruster for controlling the attitude of the airframe by a thrusting force generated by the injection of a combustion gas injected from an injection port formed at the surface of an airframe body. A protrusion is formed on the surface of the airframe on the opposite side of the injection port which protrudes from the airframe surface interlocking with the injection operation of the combustion gas from the injection port. At the time of the operation of a side thruster device, aerodynamic interference canceling the thrusting force of the thruster generated by the injected gas is entirely or partially canceled by aerodynamic interference for promoting the thrusting force of the thruster generated by the protrusion. <P>COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT

Description

この発明は、地表または空中より発射され、目標に向かって空中を飛しょうする飛しょう体に関するものである。   The present invention relates to a flying object that is launched from the ground or in the air and flies in the air toward a target.

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、誘導飛しょう体の機体周辺の動圧が非常に小さくなる。このため、操舵翼を用いた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、胴体の表面（側面）に設けられた噴射口より胴体外側にガスを噴射してその推力によって姿勢制御するサイドスラスタ装置を利用することで誘導飛しょう体の機動性の向上が図られている。   When a guided flying object is flying at a high altitude with a low air density, or when flying at a low speed just after launching, the dynamic pressure around the fuselage's airframe is very small. For this reason, when the attitude control is performed using the aerodynamic steering apparatus using the steering blade, the effect of the control becomes very small. Therefore, the mobility of the guided flying body is improved by using a side thruster device that injects gas to the outside of the fuselage from the injection port provided on the surface (side surface) of the fuselage and controls the attitude by the thrust. ing.

このようなサイドスラスタ装置の一例として、従来、スラスタの噴射ガスと気流の空力干渉により生じるスラスタ後方の低圧力部を大気圧程度に維持して、制御効果を向上させ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）。   As an example of such a side thruster device, a conventional attitude control device for a flying body that improves the control effect by maintaining the low pressure portion behind the thruster caused by aerodynamic interference between the thruster jet gas and the airflow at about atmospheric pressure. Is known (see, for example, Patent Document 1).

特開平９−１０１０９７号公報（第３頁、第１図）Japanese Patent Laid-Open No. 9-101097 (page 3, FIG. 1)

しかし、特許文献１のような飛しょう体は、スラスタ後方の低圧部を大気圧程度に維持する円筒形状の静圧調整部を配置するため、大きな空間が必要となり構造強度も低下する。また、静圧調整部表面の複数の連通孔により摩擦抵抗が増大し飛しょう距離が減少するなどの問題があった。   However, since the flying body like Patent Document 1 is provided with a cylindrical static pressure adjusting portion that maintains the low pressure portion behind the thruster at about atmospheric pressure, a large space is required and the structural strength is also reduced. In addition, there are problems that the frictional resistance is increased by the plurality of communication holes on the surface of the static pressure adjusting portion and the flying distance is decreased.

従来の飛しょう体において、低動圧条件下の高機動性能を得る方法として、従来のサイドスラスタ装置を利用する際、制御効果を向上するための静圧調整部が、機体の高密度化を妨げ、構造強度の低下による旋回荷重性能の低下を引き起こすという問題があった。   As a method of obtaining high maneuverability under low dynamic pressure conditions in conventional flying bodies, the static pressure adjustment unit to improve the control effect when using conventional side thrusters increases the density of the aircraft. There is a problem that the turning load performance is lowered due to the hindrance and the structural strength is lowered.

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、サイドスラスタを用いて姿勢制御を行う際に、機体強度の低下による旋回荷重性能の低下を招くことなく、簡単な構成で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。   The present invention has been made in order to solve the above-described problem, and when performing attitude control using a side thruster, it is high in a simple configuration without causing a decrease in turning load performance due to a decrease in aircraft strength. The purpose is to obtain a guided flying body that realizes mobility.

この発明の誘導飛しょう体は、機体本体の表面に設けられた噴射口から噴射する燃焼ガスの噴射により発生する推力によって機体の姿勢を制御するスラスタを備えた誘導飛しょう体であって、前記噴射口の反対側の機体表面に設けられ、前記噴射口から燃焼ガスを噴射する噴射動作と連動して前記機体表面から突出する突起を備えるようにした。   The guided flying body of the present invention is a guided flying body provided with a thruster that controls the attitude of the aircraft by thrust generated by injection of combustion gas injected from an injection port provided on the surface of the aircraft body, Provided on the surface of the airframe opposite to the injection port is provided with a protrusion protruding from the surface of the airframe in conjunction with the injection operation of injecting combustion gas from the injection port.

この発明によれば、機体強度の低下による旋回荷重性能の低下を招くことなく、簡易な構成により高い機動性を実現する誘導飛しょう体を得ることができる。 According to the present invention, it is possible to obtain a guided flying body that realizes high maneuverability with a simple configuration without causing a decrease in turning load performance due to a decrease in body strength.

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による飛しょう体１の構成を示しており、図１（ａ）は飛しょう体の外観図、図１（ｂ）は飛しょう体に設けられたサイドスラスタの構成図である。図１（ａ）、（ｂ）に記載する飛しょう体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。 Embodiment 1 FIG.
Embodiment 1 according to the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows the configuration of the flying object 1 according to Embodiment 1, FIG. 1 (a) is an external view of the flying object, and FIG. 1 (b) is a configuration diagram of a side thruster provided on the flying object. It is. Various components and devices are provided in the flying body 1 shown in FIGS. 1 (a) and 1 (b). Here, only the part of the present invention will be described.

図１（ａ）において、誘導飛しょう体１を構成する胴体２の側面外周に、飛しょう中の姿勢を推力により制御するスラスタ３が、胴体２の外側表面に噴射口を向けて、噴射口の軸が機体軸に垂直になる方向に配置される。スラスタ３は、噴射口から外向きにガスを噴出し、機体軸に垂直方向に推力を発生する。また、スラスタ３の作動と連動して突出する機能を持つ円筒形の突起４が、機体軸についてスラスタ３の反対に位置する胴体２の側面外周に配置される。   In FIG. 1 (a), a thruster 3 for controlling the posture during flight by thrust on the outer periphery of the side surface of the fuselage 2 constituting the guide flying object 1 is directed toward the outer surface of the fuselage 2, Is arranged in a direction perpendicular to the body axis. The thruster 3 ejects gas outward from the injection port and generates thrust in a direction perpendicular to the body axis. A cylindrical projection 4 having a function of projecting in conjunction with the operation of the thruster 3 is disposed on the outer periphery of the side surface of the fuselage 2 positioned opposite to the thruster 3 with respect to the body axis.

ここで、突起４は円筒形に限らず、楕円筒形や三角柱、四角柱などの多角柱であっても良い。また、胴体に垂直ではない傾斜した円筒、楕円筒、多角柱であっても良い。   Here, the protrusion 4 is not limited to a cylindrical shape, and may be an elliptical cylindrical shape, a polygonal column such as a triangular column or a quadrangular column. Further, it may be an inclined cylinder, an elliptic cylinder, or a polygonal cylinder that is not perpendicular to the body.

また、誘導飛しょう体１の機体後方には、機体軸前方に推力を発生させるメインスラスタ（図示せず）が設けられる。誘導飛しょう体１はメインスラスタの動作によって機体を推進する。これによって、誘導飛しょう体１は機体軸前方に飛しょうする。
スラスタ３は、機体の重心位置から機体軸方向に離れた位置に配置する程、機体軸垂直方向に作業する制御力をより大きくすることができる。スラスタ３は、所望の制御力に応じて、誘導飛しょう体１の適切な位置に配置すれば良い。 Further, a main thruster (not shown) for generating a thrust in front of the aircraft axis is provided behind the aircraft body of the guided flying body 1. The guided vehicle 1 propels the aircraft by the operation of the main thruster. As a result, the flying flying object 1 flies ahead of the aircraft axis.
As the thruster 3 is arranged at a position away from the center of gravity position of the airframe in the airframe axis direction, the control force for working in the direction perpendicular to the airframe axis can be increased. The thruster 3 may be disposed at an appropriate position on the guided flying object 1 according to a desired control force.

図１（ｂ）において、スラスタ３のノズル内面には、ガスの噴出量を調整するピントル５が配され、そのピントル５を保持するロッド６と、突起４を保持するロッド７が胴体２の内部に配される。これらロッド６とロッド７は、図示しない機体の姿勢制御ユニットから送出される信号によって制御されるサーボ８によって作動する。   In FIG. 1B, a pintle 5 that adjusts the amount of gas ejection is arranged on the nozzle inner surface of the thruster 3, and a rod 6 that holds the pintle 5 and a rod 7 that holds the protrusion 4 are inside the body 2. Arranged. The rod 6 and the rod 7 are operated by a servo 8 controlled by a signal sent from an attitude control unit (not shown) of the airframe.

図２はスラスタ３および突起４の作動による空力干渉発生の様子を示したものであり、図２（ａ）はスラスタ３のみ作動した場合の空力干渉発生の様子であり、図２（ｂ）はスラスタ３と突起４を作動した場合の空力干渉発生の様子である。
なお、誘導飛しょう体１は、速度ＶＡで図の右から左方向に水平に飛しょうしているものとする。これによって、誘導飛しょう体１に対して機体前方から気圧ＰＡの気流９が流れている。 FIG. 2 shows the state of aerodynamic interference occurring due to the operation of the thruster 3 and the protrusion 4, FIG. 2A shows the state of aerodynamic interference occurring when only the thruster 3 is operated, and FIG. This is a state of aerodynamic interference when the thruster 3 and the protrusion 4 are operated.
The guided flying object 1 is assumed to fly horizontally from the right to the left in the figure at the speed VA. As a result, an air flow 9 of atmospheric pressure PA flows from the front of the aircraft to the guided flying body 1.

図２（ａ）において、サーボ８がロッド６を介してピントル５を移動することによりスラスタ３から噴射ガス１０が噴射されると、機体の垂直方向に対して、スラスタの噴射ガスの推力によるスラスタ推力ＮＴが作用する。このとき、噴射ガス１０と速度ＶＡの気流９との空力干渉により、噴射ガス１０の上流側に気流圧力ＰＡより高い圧力Ｐ１の高圧力領域１１が生じる。同時に、ガス１０の下流側に気流圧力ＰＡより低い圧力Ｐ２の低圧力領域１２が生じる。
空力干渉による高圧力領域１１は、胴体２の表面（高圧力面１３）の圧力を気流圧力ＰＡから圧力Ｐ１に上昇させる。一方、空力干渉による低圧力領域１２は、スラスタ３の後方から胴体２の表面（低圧力面１４）の圧力を気流圧力ＰＡから圧力Ｐ２まで低下させる。よって、高圧力面１３には圧力ＰＡからの圧力差により発生する干渉力である空力干渉力Ｎ１が図２（ａ）に示すように高圧面１３に垂直方向に働く。また、低圧力面１４には圧力ＰＡからの圧力差により発生する干渉力である空力干渉力Ｎ２が、図２（ａ）に示すように低圧力面１４に垂直方向に働く。
一般に、空力干渉力は、低圧力面１４に働くＮ２のほうが高圧力面１３に働くＮ１よりも大きいため、スラスタ推力ＮＴを相殺するように働く。したがって、サイドスラスタ装置による制御効果が低下する。 In FIG. 2A, when the injection gas 10 is injected from the thruster 3 by the servo 8 moving the pintle 5 through the rod 6, the thruster due to the thrust of the injection gas of the thruster with respect to the vertical direction of the fuselage. Thrust NT acts. At this time, a high pressure region 11 having a pressure P1 higher than the airflow pressure PA is generated on the upstream side of the injection gas 10 due to aerodynamic interference between the injection gas 10 and the airflow 9 at the speed VA. At the same time, a low pressure region 12 having a pressure P2 lower than the airflow pressure PA is generated on the downstream side of the gas 10.
The high pressure region 11 due to aerodynamic interference increases the pressure on the surface of the body 2 (high pressure surface 13) from the air pressure PA to the pressure P1. On the other hand, the low pressure region 12 due to aerodynamic interference lowers the pressure on the surface (low pressure surface 14) of the body 2 from the rear of the thruster 3 from the air pressure PA to the pressure P2. Therefore, an aerodynamic interference force N1, which is an interference force generated by a pressure difference from the pressure PA, acts on the high pressure surface 13 in a direction perpendicular to the high pressure surface 13 as shown in FIG. In addition, an aerodynamic interference force N2, which is an interference force generated by a pressure difference from the pressure PA, acts on the low pressure surface 14 in a direction perpendicular to the low pressure surface 14 as shown in FIG.
In general, the aerodynamic interference force is such that N2 acting on the low pressure surface 14 is larger than N1 acting on the high pressure surface 13, and therefore acts to cancel the thruster thrust NT. Therefore, the control effect by the side thruster device is reduced.

図２（ｂ）において、サーボ８がロッド６を介してピントル５を移動することによりスラスタ３から噴射ガス１０が噴射されると同時に、サーボ８がロッド７を介して突起４を胴体２から突出させる。突起４が胴体２から突出すると、突起４と速度ＶＡの気流９との空力干渉により、突起４の上流側に気流圧力ＰＡより高い圧力Ｐ３の高圧力領域１５が生じる。同時に、突起４の下流側に気流圧力ＰＡより低い圧力Ｐ４の低圧力領域１６が生じる。
空力干渉による高圧力領域１５は、胴体２の表面（高圧力面１７）の圧力を気流圧力ＰＡから圧力Ｐ３に上昇させる。一方、低圧力領域１６は突起４の後方から胴体２の表面（低圧力面１８）の圧力を気流圧力ＰＡから圧力Ｐ４まで低下させる。よって、高圧力面１７には空力干渉力Ｎ３、低圧力面１８には空力干渉力Ｎ４が図に示すように働く。
一般に、空力干渉力は、低圧力面１８に働くＮ４のほうが高圧力面１７に働くＮ３よりも大きいため、スラスタ推力ＮＴを助長するように働く。 In FIG. 2 (b), the servo 8 moves the pintle 5 through the rod 6 to inject the injection gas 10 from the thruster 3, and at the same time, the servo 8 protrudes the projection 4 from the body 2 through the rod 7. Let When the protrusion 4 protrudes from the body 2, a high pressure region 15 having a pressure P3 higher than the airflow pressure PA is generated on the upstream side of the protrusion 4 due to aerodynamic interference between the protrusion 4 and the airflow 9 at the speed VA. At the same time, a low pressure region 16 having a pressure P4 lower than the airflow pressure PA is generated on the downstream side of the protrusion 4.
The high pressure region 15 due to aerodynamic interference increases the pressure on the surface of the body 2 (high pressure surface 17) from the air pressure PA to the pressure P3. On the other hand, the low pressure region 16 reduces the pressure on the surface (low pressure surface 18) of the body 2 from the rear of the protrusion 4 from the air pressure PA to the pressure P4. Therefore, the aerodynamic interference force N3 acts on the high pressure surface 17 and the aerodynamic interference force N4 acts on the low pressure surface 18 as shown in the figure.
In general, since the aerodynamic interference force is larger in N4 acting on the low pressure surface 18 than N3 acting on the high pressure surface 17, it works to promote the thruster thrust NT.

このように、噴射ガス１０によって発生するスラスタ推力ＮＴを相殺する干渉力（＝Ｎ２−Ｎ１）を、突起４によって発生するスラスタ推力ＮＴを助長する干渉力（＝Ｎ４−Ｎ３）により、スラスタ推力ＮＴを相殺する干渉力の全て或いは一部を打ち消すことが可能となる。   As described above, the thrust force NT that cancels the thrust thrust NT generated by the injection gas 10 (= N2-N1) is increased by the interference force (= N4-N3) that promotes the thrust thrust NT generated by the protrusion 4. It is possible to cancel all or a part of the interference force that cancels out.

なお、突起４によって発生するスラスタ推力ＮＴを助長する干渉力は、突起４が胴体２の表面から突出する突出量により調整することができる。   The interference force that promotes the thruster thrust NT generated by the protrusion 4 can be adjusted by the amount of protrusion that the protrusion 4 protrudes from the surface of the body 2.

この実施の形態１は以上のように構成されているので、地表および空中より発射され、空中を飛しょうする目標体を追尾し、目標体の近傍点に会合する誘導飛しょう体において、サイドスラスタ装置による制御効果の低下を抑制することができる。   Since the first embodiment is configured as described above, a side thruster is used in a guided flying object that is launched from the ground and in the air, tracks a target object that flies in the air, and associates with a nearby point of the target object. It is possible to suppress a decrease in control effect by the apparatus.

したがって、従来の誘導飛しょう体に比べて、強度低下による旋回荷重性能の低下を招くことなく、高い姿勢制御能力を保持することができる。   Therefore, compared with the conventional guided flying body, it is possible to maintain a high attitude control capability without causing a decrease in turning load performance due to a decrease in strength.

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。実施の形態１では、噴射ガス１０によって発生するスラスタ推力ＮＴを相殺する干渉力を打ち消すため突起４を用いたが、実施の形態２では、プレートを用いる。図３は実施の形態２における誘導飛しょう体のサイドスラスタ装置の作動した場合の空力干渉発生の様子を示した図である。 実施の形態２の飛しょう体はプレート２０を備え、プレート２０の一端はヒンジを介して機体本体に取り付け、他端はスラスタ３の作動と連動して機体表面から突出させることで、プレート２０を傾斜に設置させる機能を持つ。プレート２０は機体軸についてスラスタ３の反対に位置する胴体２の側面外周に配置される。図３において、図１と同一符号のものは同一構成のものを示している。 Embodiment 2. FIG.
The second embodiment according to the present invention will be described below with reference to the drawings. In the first embodiment, the protrusion 4 is used to cancel the interference force that cancels the thruster thrust NT generated by the propelling gas 10, but in the second embodiment, a plate is used. FIG. 3 is a diagram showing a state of generation of aerodynamic interference when the side thruster device of the guided flying object in the second embodiment is operated. The flying body of the second embodiment includes a plate 20, one end of the plate 20 is attached to the body body via a hinge, and the other end is projected from the body surface in conjunction with the operation of the thruster 3. Has the ability to install on a slope. The plate 20 is disposed on the outer periphery of the side surface of the fuselage 2 located opposite to the thruster 3 with respect to the body axis. 3, the same reference numerals as those in FIG. 1 denote the same components.

プレート２０の一端はヒンジ１９を介して胴体２に取付けられており、機体の機体軸とプレートとで成す角度である開き角度は調整可能である。
プレート２０は平板もしくは胴体の曲面に合わせた板である。 One end of the plate 20 is attached to the fuselage 2 via a hinge 19, and an opening angle, which is an angle formed by the body axis of the body and the plate, can be adjusted.
The plate 20 is a flat plate or a plate that matches the curved surface of the body.

図３において、サーボ８がロッド６を介してピントル５を移動することによりスラスタ３から噴射ガス１０が噴射されると同時に、サーボ８がロッド７を介して胴体２の表面にヒンジ１９で取り付けられたプレート２０の一端を胴体２から突出させ、傾斜に設置させる。このとき、プレート２０によって生じる高圧領域２１の圧力Ｐ５は、プレート２０が実施の形態１の突起４にくらべて気流９に対して緩やかな角度を持っているため、実施の形態１の圧力Ｐ３より小さくなり、高圧力面２２に働く空力干渉力Ｎ５は、実施の形態１の空力干渉力Ｎ３よりも小さくなる。   In FIG. 3, when the servo 8 moves the pintle 5 through the rod 6, the injection gas 10 is injected from the thruster 3, and at the same time, the servo 8 is attached to the surface of the body 2 through the rod 7 with a hinge 19. One end of the plate 20 protrudes from the body 2 and is inclined. At this time, the pressure P5 of the high pressure region 21 generated by the plate 20 is more gradual than the pressure P3 of the first embodiment because the plate 20 has a gentle angle with respect to the airflow 9 compared to the protrusion 4 of the first embodiment. The aerodynamic interference force N5 acting on the high pressure surface 22 becomes smaller than the aerodynamic interference force N3 of the first embodiment.

したがって、噴射ガス１０によって発生するスラスタ推力ＮＴを相殺する干渉力を、実施の形態１よりも大きなスラスタ推力ＮＴを助長する干渉力で全て或いは一部打ち消すことが可能となる。   Therefore, it is possible to cancel all or part of the interference force that cancels the thruster thrust NT generated by the injection gas 10 with the interference force that promotes the thruster thrust NT larger than that of the first embodiment.

なお、プレート２０によって発生するスラスタ推力ＮＴを助長する干渉力は、プレートの開き角度により調整することができる。   The interference force that promotes the thruster thrust NT generated by the plate 20 can be adjusted by the opening angle of the plate.

この実施の形態２は以上のように構成されているので、実施の形態１よりも更に、サイドスラスタ装置による制御効果の低下を抑制することができ、機動性の高い飛行特性を得ることができる。
また、突出部が気流９を妨げる度合いが小さくなるため、実施の形態１に比べて、抵抗増加を低減し射程減少を抑制することが可能となる。 Since the second embodiment is configured as described above, it is possible to further suppress a reduction in the control effect by the side thruster device and to obtain a flight characteristic with high mobility. .
In addition, since the degree to which the protruding portion hinders the airflow 9 is reduced, it is possible to reduce the increase in resistance and suppress the reduction in range as compared with the first embodiment.

なお、実施の形態１ではスラスタと突起を胴体２の外周に１つずつ設けたが、１つに限るものではなく、スラスタ推力ＮＴを相殺する干渉力の全て或いは一部を打ち消すように、例えば胴体２の外周に環状にスラスタと突起を複数設けるようにしてもよい。また、実施の形態２においても、プレートを胴体２の外周に１つずつ設けた例を示したが、複数設けるようにしてもよい。   In the first embodiment, one thruster and one protrusion are provided on the outer periphery of the body 2, but the number is not limited to one. For example, to cancel all or part of the interference force that cancels the thruster thrust NT, for example, A plurality of thrusters and protrusions may be provided annularly on the outer periphery of the body 2. Also, in the second embodiment, an example in which one plate is provided on the outer periphery of the body 2 is shown, but a plurality of plates may be provided.

この発明の実施の形態１における飛しょう体の構成図である。It is a block diagram of the flying body in Embodiment 1 of this invention. この発明の実施の形態１におけるサイドスラスタ装置の作動時における空力干渉の様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of the aerodynamic interference at the time of the action | operation of the side thruster apparatus in Embodiment 1 of this invention. この発明の実施の形態２におけるサイドスラスタ装置の作動時における空力干渉の様子を示す図である。It is a figure which shows the mode of the aerodynamic interference at the time of the action | operation of the side thruster apparatus in Embodiment 2 of this invention.

符号の説明Explanation of symbols

１ 誘導飛しょう体、２ 胴体、３ スラスタ、４ 突起、５ ピントル、６ ロッド、７ロッド、８ サーボ、９ 気流、１０ 噴射ガス、１１ 噴射ガスによる高圧領域、１２ 噴射ガスによる低圧力領域、１３ 噴射ガスによる高圧力面、１４ 噴射ガスによる低圧力面、１５ 突起による高圧力（圧力Ｐ３）領域、１６ 突起による低圧力（圧力Ｐ４）領域、１７ 突起による高圧力面、１８ 突起による低圧力面 １９ ヒンジ、２０ プレート、２１ プレートによる高圧力領域、２２ プレートによる高圧力面。   DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Guide flying body, 2 fuselage, 3 thruster, 4 protrusion, 5 pintle, 6 rod, 7 rod, 8 servo, 9 airflow, 10 injection gas, 11 high pressure area by injection gas, 12 low pressure area by injection gas, 13 High pressure surface by propellant gas, 14 Low pressure surface by propellant gas, 15 High pressure (pressure P3) region by protrusion, 16 Low pressure (pressure P4) region by protrusion, 17 High pressure surface by protrusion, 18 Low pressure surface by protrusion 19 Hinge, 20 plate, 21 High pressure area by plate, 22 High pressure surface by plate.

Claims (3)

機体本体の表面に設けられた噴射口から噴射する燃焼ガスの噴射により発生する推力によって機体の姿勢を制御するスラスタを備えた誘導飛しょう体であって、
前記噴射口の反対側の機体表面に設けられ、前記噴射口から燃焼ガスを噴射する噴射動作と連動して前記機体表面から突出する突起を備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。 A guided flying body equipped with a thruster that controls the attitude of the aircraft by thrust generated by the injection of combustion gas injected from the injection port provided on the surface of the aircraft body,
An induction flying body provided on a surface of an airframe opposite to the injection port, and having a protrusion protruding from the surface of the airframe in conjunction with an injection operation of injecting combustion gas from the injection port. 機体本体の表面に設けられた噴射口から噴射する燃焼ガスの噴射により発生する推力によって機体の姿勢を制御するスラスタを備えた誘導飛しょう体であって、
前記噴射口の反対側の機体表面に設けられ、一端部がヒンジを介して前記機体本体の表面に取り付けられ、他端部が前記噴射口から燃焼ガスを噴射する噴射動作と連動して前記機体表面から突出して傾斜状に設置されるプレートを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。 A guided flying body equipped with a thruster that controls the attitude of the aircraft by thrust generated by the injection of combustion gas injected from the injection port provided on the surface of the aircraft body,
The airframe is provided on the surface of the airframe opposite to the injection port, one end is attached to the surface of the airframe main body via a hinge, and the other end is linked to an injection operation of injecting combustion gas from the injection port. A guided flying object comprising a plate that protrudes from the surface and is installed in an inclined manner. 機体本体の表面に設けられた噴射口から燃焼ガスを噴射するステップと、
燃焼ガスの噴射と連動して、前記噴射口の反対側の前記機体本体の表面に設けられた突起を突出させるステップとを備えた誘導飛しょう体の誘導制御方法。 Injecting combustion gas from an injection port provided on the surface of the body,
And a step of projecting a protrusion provided on the surface of the airframe body opposite to the injection port in conjunction with the injection of combustion gas.

Images