JPH0561693U - Guided flight - Google Patents
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- JPH0561693U JPH0561693U JP319992U JP319992U JPH0561693U JP H0561693 U JPH0561693 U JP H0561693U JP 319992 U JP319992 U JP 319992U JP 319992 U JP319992 U JP 319992U JP H0561693 U JPH0561693 U JP H0561693U
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ロケットモータ燃焼後の底面抵抗減らすこと
で、機体の空気抵抗を抑え、射程距離を延伸させ、かつ
誘導精度を改善するための誘導飛しょう体を得る。
【構成】 誘導飛しょう体において、ロケットモータ燃
焼後に機体後端面を覆うテイルカバー４およびテイルカ
バー４を所定の位置に構成させるためのアクチュエータ
５を設ける。
(57) [Abstract] [Purpose] To obtain a guide flying vehicle for suppressing the air resistance of the airframe, extending the range and improving the guiding accuracy by reducing the bottom resistance after rocket motor combustion. [Structure] In a guided vehicle, a tail cover 4 that covers the rear end surface of the vehicle body after combustion of a rocket motor and an actuator 5 for configuring the tail cover 4 at a predetermined position are provided.
Description
【０００１】[0001]
この考案は誘導飛しょう体の射程距離の延伸及び誘導精度の改善に関するもの である。 The present invention relates to the extension of the range of the guide vehicle and the improvement of the guide accuracy.
【０００２】[0002]
図８は、従来の誘導飛しょう体の誘導装置の断面図であり、１はレドーム、２ は操舵翼、３はロケットモータノズルである。図８に示すような従来の誘導飛し ょう体は、ロケットモータの燃焼により機体が加速され、燃焼終了後、徐々に減 速するが、その速度を保存しながら目標を追尾する。減速率の低いほど、すなわ ち、目標を近距離に捉えた時に機体の存速度が大きいほど、長射程で且つ誘導精 度の高い誘導飛しょう体を実現することができる。 FIG. 8 is a cross-sectional view of a conventional guide device for a guide vehicle, in which 1 is a radome, 2 is a steering blade, and 3 is a rocket motor nozzle. The conventional guided flying body as shown in FIG. 8 accelerates the vehicle by the combustion of the rocket motor, and gradually decelerates after the completion of combustion, but tracks the target while preserving the speed. The lower the deceleration rate, that is, the higher the speed of the aircraft when the target is captured at a short distance, the longer the range and the higher the guidance accuracy can be achieved.
【０００３】 図９は、従来の誘導飛しょう体の機体の空気抵抗の内訳を示した説明図である 。ロケットモータの燃焼中には、その燃焼炎により底面積が減少し、機体の受け る底面抵抗は微小であるが、燃焼終了後、機体後端面全面が底面抵抗を受けるよ うになるため、図９に示されるように底面抵抗は機体の全空気抵抗の内の多くを 占める。特に機体の速度が亜音速の場合には、底面抵抗が機体の全空気抵抗の１ ０〜２０％を占めることになる。FIG. 9 is an explanatory diagram showing a breakdown of air resistance of a conventional guided air vehicle body. During combustion of the rocket motor, the bottom area is reduced due to the combustion flame, and the bottom resistance received by the airframe is very small. However, after the end of combustion, the entire rear end surface of the airframe receives the bottom resistance. Bottom resistance accounts for most of the total air resistance of the airframe, as shown in Fig. Particularly when the speed of the airframe is subsonic, the bottom surface resistance occupies 10 to 20% of the total air resistance of the airframe.
【０００４】[0004]
従来の誘導飛しょう体においては、ロケットモータ燃焼中にはその燃焼炎によ り底面積が減少するため底面抵抗は微小であるが、燃焼後には胴体後端面全面が 底面抵抗を受けるようになる。その結果、機体の空気抵抗が大きくなり、射程距 離が短くなると同時に、誘導飛しょう時の旋回性能も劣化するという課題が生じ る。 In conventional guided vehicles, the bottom surface resistance is very small because the bottom area is reduced due to the combustion flame during rocket motor combustion, but after combustion, the entire rear end surface of the fuselage receives bottom surface resistance. .. As a result, the air resistance of the airframe increases, the range becomes shorter, and at the same time, the turning performance during guided flight deteriorates.
【０００５】 この考案はかかる課題を解決するためになされたものであり、ロケットモータ 燃焼後にロケットモータノズルを含む機体後端面を錘状にテイルカバーにより覆 うことで底面抵抗を減少させ、機体の空気抵抗を抑え、機体の存速を大きく保ち 、目標に対する追尾性能を向上させることができ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 problems, and after the rocket motor burns, the tail end face of the fuselage including the rocket motor nozzle is covered with a tail cover in a cone shape to reduce the bottom surface resistance, and The aim is to obtain a guided flying vehicle that can suppress air resistance, keep the aircraft at a high speed, and improve the tracking performance for a target.
【０００６】[0006]
この考案による誘導飛しょう体は、ロケットモータ燃焼後にテイルカバーによ り機体後端部を錘状にし、機体の空気抵抗を抑えることができるようにしたもの である。 The guide vehicle according to this invention has a tail cover that makes the rear end of the fuselage into a cone shape after combustion of the rocket motor so that the air resistance of the fuselage can be suppressed.
【０００７】 また、ロケットモータ燃焼中には、テイルカバーは機体後胴部の内部に収納す る。Further, the tail cover is housed inside the rear trunk of the fuselage while the rocket motor is burning.
【０００８】 また、機体後胴部の内部にテイルカバーを複数段に分割して収納する。Further, the tail cover is divided into a plurality of stages and stored inside the rear trunk of the machine body.
【０００９】 また、ロケットモータ燃焼中のテイルカバーの別の形式として、テイルカバー を分割した形で機体後端部とヒンジにより接続し、機体外周にリングにより保持 する。As another type of tail cover during rocket motor combustion, the tail cover is divided and connected to the rear end of the fuselage by a hinge and held by a ring around the outer periphery of the fuselage.
【００１０】 また、分割されたテイルカバーの先端を外向きに折り返す。Further, the tip end of the divided tail cover is folded back outward.
【００１１】 また、ヒンジにはスプリングヒンジを用いる。A spring hinge is used as the hinge.
【００１２】 また、機体外周にピンにより保持する。Further, it is held by a pin on the outer periphery of the machine body.
【００１３】[0013]
この考案においては、ロケットモータ燃焼後に機体後端部にテイルカバーを錘 状に形成し、底面抵抗を減少させることで機体の空気抵抗を抑え、存速を大きく 保ち、射程距離の低下を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向上させる。 In this invention, after the rocket motor burns, a tail cover is formed like a cone at the rear end of the fuselage, and the bottom resistance is reduced to reduce the air resistance of the fuselage, keep the existing speed large, and prevent the range from decreasing. Improves tracking characteristics for target movement.
【００１４】[0014]
実施例１． 図１および図２は、この考案の一実施例を示す説明図であり、１〜３は従来装 置と全く同一のものである。４はテイルカバー、５はアクチュエータである。図 １は、この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモータ燃焼中にある場合の状 態を、図２は、この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモータ燃焼後にある 場合の状態を示している。 Example 1. 1 and 2 are explanatory views showing an embodiment of the present invention, in which 1 to 3 are exactly the same as the conventional device. Reference numeral 4 is a tail cover, and 5 is an actuator. FIG. 1 shows a state in which the guided vehicle according to the present invention is in the course of rocket motor combustion, and FIG. 2 shows a state in which the guided vehicle according to the present invention is after the rocket motor combustion. ..
【００１５】 この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモータ燃焼中にある場合、図１に 示すとおり、テイルカバー４は、後胴部内にしまわれている。この時、誘導飛し ょう体は、ロケットモータの燃焼炎により底面積は減少しているため底面抵抗は 微小であり、機体の空気抵抗は少ない。When the guide vehicle according to the present invention is burning a rocket motor, as shown in FIG. 1, the tail cover 4 is stored inside the rear trunk portion. At this time, the guide flying body has a small bottom area because the bottom area is reduced due to the combustion flame of the rocket motor, and the air resistance of the airframe is small.
【００１６】 この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモータ燃焼終了後には、燃焼終了 の指令がアクチュエータ５に伝えられ、アクチュエータ５は図２に示すように機 体後端部のロケットモータノズル３を覆うように錘状のテイルカバー５を突出さ せる。その結果、底面積が減少することで底面抵抗が減り、機体の空気抵抗が抑 えられ、射程距離の低下を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向上させる。After the rocket motor combustion of the guide vehicle according to the present invention is completed, a command to complete the combustion is transmitted to the actuator 5, and the actuator 5 causes the rocket motor nozzle 3 at the rear end of the machine to move as shown in FIG. A tail-shaped tail cover 5 is projected so as to cover it. As a result, the bottom surface area is reduced to reduce the bottom surface resistance, the air resistance of the airframe is suppressed, the decrease of the range is prevented, and the tracking characteristic for the target motion is improved.
【００１７】 実施例２． 上記実施例１では、後胴部内にしまわれているテイルカバー４は機体周方向に ４分割で構成されているが、本実施例では構造上問題とならない範囲での分割構 成にしても同様の動作を期待できる。Example 2. In the first embodiment, the tail cover 4 stored in the rear trunk is divided into four parts in the machine body circumferential direction. However, in the present embodiment, the tail cover 4 is also divided into a range that does not cause a structural problem. Can be expected to operate.
【００１８】 実施例３． 上記実施例１では、後胴部内にしきわれているテイルカバーは機軸方向に一段 で構成しているが、本実施例では複数段の分割構成にしても同様の動作を期待で きる。Example 3. In the first embodiment described above, the tail cover cut out in the rear trunk portion has a single stage in the machine axis direction, but in the present embodiment, the same operation can be expected even if the configuration is divided into a plurality of stages.
【００１９】 実施例４． 図３および図４は、この考案の他の実施例を示す説明図であり、６はヒンジ、 ７はリング、８ははね上げ機構である。図３は、この考案による誘導飛しょう体 が、ロケットモータ燃焼中にある場合の状態を、図４は、この考案による誘導飛 しょう体が、ロケットモータ燃焼後にある場合の状態を示している。Example 4. 3 and 4 are explanatory views showing another embodiment of the present invention, in which 6 is a hinge, 7 is a ring, and 8 is a flip-up mechanism. FIG. 3 shows a state in which the guide vehicle according to the present invention is in a rocket motor burning state, and FIG. 4 shows a state in which the guide vehicle according to the present invention is after a rocket motor burning.
【００２０】 この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモータ燃焼中にある場合、図３に 示すとおり、テイルカバー４は、ヒンジ６を介して機体の外周にリング７により 保持されている。この時、誘導飛しょう体は、ロケットモータの燃焼炎により底 面積は減少しているため底面積抵抗は微小であり、機体の空気抵抗は小さい。When the guided vehicle according to the present invention is burning a rocket motor, the tail cover 4 is held by a ring 7 on the outer periphery of the vehicle body via a hinge 6, as shown in FIG. At this time, the bottom area resistance of the guided aircraft is small due to the combustion flame of the rocket motor, so the bottom area resistance is minute and the air resistance of the airframe is small.
【００２１】 この考案による誘導飛しょう体は、ロケットモータ燃焼終了後に、燃焼終了の 指令をアクチュエータ５に伝え、アクチュエータ５は図４に示すようにリング７ を分割・飛散させ、さらにはね上げ機構８はテイルカバー４をはね上げる。その 結果、機体後端部にはロケットモータノズル３を覆うようにテイルカバー４が錘 状に形成され、底面積が少なくなることで底面抵抗を減少し、機体の空気抵抗を 抑え、射程距離の低下を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向上させる。The guide vehicle according to the present invention transmits a command to end the combustion to the actuator 5 after the rocket motor burns, the actuator 5 splits and scatters the ring 7 as shown in FIG. Flip up the tail cover 4. As a result, a tail cover 4 is formed like a cone at the rear end of the fuselage so as to cover the rocket motor nozzle 3, and the bottom area is reduced to reduce the bottom resistance, suppress the air resistance of the fuselage, and reduce the range. Prevents deterioration and improves tracking characteristics for target movement.
【００２２】 実施例５． 図５は、機体の外周部にリング７により保持されているテイルカバー４を機体 後端部に錘状に形成するための他の実施態様を示す説明図であり、テイルカバー ４の先端を外周方向に折り返す。この考案による誘導飛しょう体が、ロケットモ ータ燃焼終了後にリング７を分割・飛散すると、テイルカバー４の折り返された 面が受ける空気力により、機体後端部にはロケットモータノズル３を覆うように テイルカバー４が錘状に形成され、テイルカバー４をはね上げる機構が不要とな り、構造が簡単になる。テイルカバー４が錘状に形成された結果、底面積が少な くなることで底面積が減少し、機体の空気抵抗を抑え、射程距離の低下を防ぎ、 目標の運動に対する追尾特性を向上させる。Example 5. FIG. 5 is an explanatory view showing another embodiment for forming the tail cover 4 held by the ring 7 on the outer peripheral portion of the machine body into a weight shape at the rear end portion of the machine body. Wrap in the direction. When the guide vehicle according to the present invention splits and scatters the ring 7 after the rocket motor has finished burning, the aerodynamic force received by the folded surface of the tail cover 4 covers the rocket motor nozzle 3 at the rear end of the vehicle. In addition, the tail cover 4 is formed in the shape of a weight, and a mechanism for flipping up the tail cover 4 is unnecessary, and the structure is simplified. As a result of the tail cover 4 being formed in the shape of a cone, the bottom area is reduced, so that the bottom area is reduced, the air resistance of the airframe is suppressed, the reduction of the range is prevented, and the tracking characteristic for the target motion is improved.
【００２３】 実施例６． 図６は、機体の外周部にリング７により保持されているテイルカバー４を機体 後端部に錘状に形成するためのさらに別の実施態様を示す説明図であり、テイル カバー４を機体にスプリングヒンジ９により接続する。この考案による誘導飛し ょう体が、ロケットモータ燃焼終了後にリング７を分割・飛散すると、スプリン グヒンジ９の反発力により、機体後端部にはロケットモータノズル３を覆うよう にテイルカバー４が錘状に形成され、テイルカバー４をはね上げる機構が不要と なり、構造が簡単になる。テイルカバー４が錘状に形成された結果、底面積が少 なくなることで底面抵抗が減少し、機体の空気抵抗が抑えられ、射程距離の低下 を防ぎ、目標の運動に対する追尾特性を向上させる。Example 6. FIG. 6 is an explanatory view showing yet another embodiment for forming the tail cover 4 held by the ring 7 on the outer peripheral portion of the machine body in a cone shape at the rear end portion of the machine body. Connection is made by the spring hinge 9. When the guide flying body according to the present invention splits and scatters the ring 7 after the rocket motor burns, the tail cover 4 covers the rocket motor nozzle 3 at the rear end of the machine due to the repulsive force of the spring hinge 9. It is formed in the shape of a cone, and a mechanism for flipping up the tail cover 4 is unnecessary, and the structure is simplified. As a result of the tail cover 4 being formed in the shape of a cone, the bottom area is reduced and the bottom surface resistance is reduced, the air resistance of the airframe is suppressed, the range reduction is prevented, and the tracking characteristics for the target movement are improved.
【００２４】 実施例７． 上記実施例３、４および５では、テイルカバー４は、機体の外周部にリング７ により保持されているが、本実施例では、ピン１０により保持しても同様の動作 を期待できる。図７はスプリングヒンジ９を用いた場合を示している。Example 7. In the third, fourth, and fifth embodiments, the tail cover 4 is held by the ring 7 on the outer peripheral portion of the machine body, but in the present embodiment, the same operation can be expected even if it is held by the pin 10. FIG. 7 shows a case where the spring hinge 9 is used.
【００２５】[0025]
この考案は以上説明した通り、錘状のテイルカバーを用いることで空気抵抗を 低減させることができるので、射程距離を延ばし、目標の運動に対する追尾性能 を向上させ、最終的には命中精度が高くなるという効果がある。 As explained above, this device can reduce the air resistance by using the weighted tail cover, so it can extend the range, improve the tracking performance for the target movement, and finally have a high accuracy in hitting. There is an effect of becoming.
【００２６】 また、機体外周に保持された状態のテイルカバーを錘状に構成するために、空 気力を用いることで構成を簡単化することができる。Further, since the tail cover in a state of being held on the outer periphery of the machine body is formed into a weight shape, the structure can be simplified by using aerodynamic force.
【００２７】 また、機体外周に保持された状態のテイルカバーを錘状に構成するために、ス プリングの反発力を用いることで構成を簡単化することができる。Further, since the tail cover in a state of being held on the outer periphery of the machine body is formed into a weight shape, the structure can be simplified by using the repulsive force of the spring.
【図１】この考案の実施例１を示す説明図である。FIG. 1 is an explanatory diagram showing a first embodiment of the present invention.
【図２】この考案の実施例１を示す説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram showing a first embodiment of the present invention.
【図３】この考案の実施例４を示す説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram showing a fourth embodiment of the present invention.
【図４】この考案の実施例４を示す説明図である。FIG. 4 is an explanatory view showing a fourth embodiment of the present invention.
【図５】この考案の実施例５を示す説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram showing a fifth embodiment of the present invention.
【図６】この考案の実施例６を示す説明図である。FIG. 6 is an explanatory diagram showing a sixth embodiment of the present invention.
【図７】この考案の実施例７を示す説明図である。FIG. 7 is an explanatory diagram showing Embodiment 7 of the present invention.
【図８】従来の誘導飛しょう体を示す説明図である。FIG. 8 is an explanatory view showing a conventional guide vehicle.
【図９】誘導飛しょう体の機体抵抗の内訳を示す説明図
である。FIG. 9 is an explanatory diagram showing a breakdown of airframe resistance of a guided flying vehicle.
１ レドーム ２ 操舵翼 ３ ロケットモータノズル ４ テイルカバー ５ アクチュエータ ６ ヒンジ ７ リング ８ はね上げ機構 ９ スプリングヒンジ １０ ピン 1 radome 2 steering wing 3 rocket motor nozzle 4 tail cover 5 actuator 6 hinge 7 ring 8 flip-up mechanism 9 spring hinge 10 pin
Claims (4)
しょう体において、テイルカバーと、上記テイルカバー
を上記誘導飛しょう体の後端部に錘状に構成するための
アクチュエータとを設けたことを特徴とする誘導飛しょ
う体。1. A guide flying body propelled by a rocket motor, wherein a tail cover and an actuator for forming the tail cover at the rear end portion of the guide flying body in a weight shape are provided. And a guided flying body.
するなどして内蔵するように構成したことを特徴とする
請求項１記載の誘導飛しょう体。2. A guided flying vehicle according to claim 1, wherein the tail cover is initially built by being divided into a rear trunk portion of the body.
を折り返してヒンジにより機体と接続し、さらに初期に
リングにより機体外周に保持するように構成したことを
特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。3. The guide flight according to claim 1, wherein the tail cover is used as it is, or the tip of the tail cover is folded back to be connected to the machine body by a hinge, and is initially held by a ring on the outer circumference of the machine body. body.
機体と接続し、さらに初期にリング又はピンにより機体
外周に保持したことを特徴とする請求項１記載の誘導飛
しょう体。4. The guide flying vehicle according to claim 1, wherein the tail cover is connected to the body by a spring hinge, and is further held on the outer periphery of the body by a ring or a pin in the initial stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP319992U JPH0561693U (en) | 1992-01-31 | 1992-01-31 | Guided flight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP319992U JPH0561693U (en) | 1992-01-31 | 1992-01-31 | Guided flight |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0561693U true JPH0561693U (en) | 1993-08-13 |
Family
ID=11550760
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP319992U Pending JPH0561693U (en) | 1992-01-31 | 1992-01-31 | Guided flight |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0561693U (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011505288A (en) * | 2007-11-29 | 2011-02-24 | アストリウム・エス・エー・エス | Devices that reduce aerodynamic drag |
| JP2015210038A (en) * | 2014-04-28 | 2015-11-24 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | warhead |
-
1992
- 1992-01-31 JP JP319992U patent/JPH0561693U/en active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011505288A (en) * | 2007-11-29 | 2011-02-24 | アストリウム・エス・エー・エス | Devices that reduce aerodynamic drag |
| JP2015210038A (en) * | 2014-04-28 | 2015-11-24 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | warhead |
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