JPH0587497A - 可変翼式飛しよう体 - Google Patents
可変翼式飛しよう体Info
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- JPH0587497A JPH0587497A JP24578191A JP24578191A JPH0587497A JP H0587497 A JPH0587497 A JP H0587497A JP 24578191 A JP24578191 A JP 24578191A JP 24578191 A JP24578191 A JP 24578191A JP H0587497 A JPH0587497 A JP H0587497A
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- wing
- missile
- blade
- actuator
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は翼を完全に胴体内に収納することが
でき、かつ、翼の突出し量を制御できる可変翼式飛しょ
う体を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は有翼飛しょう体において、胴体内に
完全に収納可能な翼と、同翼を胴体外方への突出量を制
御可能に出し入れする駆動手段とを具備してなることを
特徴とする可変翼式飛しょう体を構成とする。
でき、かつ、翼の突出し量を制御できる可変翼式飛しょ
う体を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は有翼飛しょう体において、胴体内に
完全に収納可能な翼と、同翼を胴体外方への突出量を制
御可能に出し入れする駆動手段とを具備してなることを
特徴とする可変翼式飛しょう体を構成とする。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は可変翼を備えた飛しょう
体に関する。
体に関する。
【0002】
【従来の技術】図6は胴体01の前方に前翼02及び後
方に後翼03を有する従来の飛しょう体の例である。図
はこれら前翼02及び後翼03の胴体01の外側に出て
いる部分の形状が変化できない構成となっている例であ
る。特に、胴体01に固定されている場合には固定翼と
呼ばれる。また、取付部の軸回りに回転させて翼に作用
する空気力を変化させることも行われている。その例を
図7及び図8により説明する。図7は前翼02a及び後
翼03aにそれぞれ揚力N1 及びN2 を作用させて機体
に対する揚力を得ている状態図である。また、重心12
回りのモーメントもこれらの揚力の値と揚力の作用する
位置によって決る。一方、図8は前翼02b及び後翼0
3bをその取付軸回りに回転させ、気流に対する角度
(迎角と呼ばれる)を変化させた状態図である。この場
合においては、前翼02b及び後翼03bに作用する揚
力が変化し、それにともなって機体全体に作用する揚力
や重心12回りのモーメントが変化し、飛行経路や飛行
姿勢を変化させることができる。即ち、従来の飛しょう
体は翼は固定であるか、動くとしても翼の取付角度を変
化させることができるに留まっている。
方に後翼03を有する従来の飛しょう体の例である。図
はこれら前翼02及び後翼03の胴体01の外側に出て
いる部分の形状が変化できない構成となっている例であ
る。特に、胴体01に固定されている場合には固定翼と
呼ばれる。また、取付部の軸回りに回転させて翼に作用
する空気力を変化させることも行われている。その例を
図7及び図8により説明する。図7は前翼02a及び後
翼03aにそれぞれ揚力N1 及びN2 を作用させて機体
に対する揚力を得ている状態図である。また、重心12
回りのモーメントもこれらの揚力の値と揚力の作用する
位置によって決る。一方、図8は前翼02b及び後翼0
3bをその取付軸回りに回転させ、気流に対する角度
(迎角と呼ばれる)を変化させた状態図である。この場
合においては、前翼02b及び後翼03bに作用する揚
力が変化し、それにともなって機体全体に作用する揚力
や重心12回りのモーメントが変化し、飛行経路や飛行
姿勢を変化させることができる。即ち、従来の飛しょう
体は翼は固定であるか、動くとしても翼の取付角度を変
化させることができるに留まっている。
【0003】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の飛しょう体
には解決すべき次の課題があった。
には解決すべき次の課題があった。
【0004】即ち、飛しょう体に翼を付加することは、
上述の様に機体に揚力を作用させるためであるが、飛行
中にこの揚力が常に必要である訳ではない。また、小さ
な揚力のみを利用する場合には、不必要に大きな翼は空
力抵抗になるばかりで、飛しょう体の性能を低下させ
る。図6に示すような従来の飛しょう体では、翼の形状
が変えられないため、空力抵抗を軽減させることが出来
ないという問題があった。
上述の様に機体に揚力を作用させるためであるが、飛行
中にこの揚力が常に必要である訳ではない。また、小さ
な揚力のみを利用する場合には、不必要に大きな翼は空
力抵抗になるばかりで、飛しょう体の性能を低下させ
る。図6に示すような従来の飛しょう体では、翼の形状
が変えられないため、空力抵抗を軽減させることが出来
ないという問題があった。
【0005】また、飛しょう体の運動性向上のために図
8に示すように、いわゆる動翼を有する形状の例では図
9に示す様に、前翼02bの後流に後翼03bが入って
しまう場合があり、そのときには後翼03bの空力性能
が大幅に低下し、所期の性能が得られなくなるという問
題があった。
8に示すように、いわゆる動翼を有する形状の例では図
9に示す様に、前翼02bの後流に後翼03bが入って
しまう場合があり、そのときには後翼03bの空力性能
が大幅に低下し、所期の性能が得られなくなるという問
題があった。
【0006】翼による揚力を増加させるには一般に二つ
の手段がある。第1の手段は翼の気流に対する角度(迎
角)を大きくすることである。しかし、迎角が大きくな
ると、失速と呼ばれる現象が起き、一定値以上の揚力は
得られない。図10はこの状況の関係線図である。
の手段がある。第1の手段は翼の気流に対する角度(迎
角)を大きくすることである。しかし、迎角が大きくな
ると、失速と呼ばれる現象が起き、一定値以上の揚力は
得られない。図10はこの状況の関係線図である。
【0007】第2の手段は翼の面積を増加させることで
ある。しかし、従来例では、翼面積を変化させることが
できないという問題があった。
ある。しかし、従来例では、翼面積を変化させることが
できないという問題があった。
【0008】本発明は上記課題を解決するため、胴体内
に完全に翼を収納でき、かつ、翼の突出し量を制御でき
る可変翼式飛しょう体を提供することを目的とする。
に完全に翼を収納でき、かつ、翼の突出し量を制御でき
る可変翼式飛しょう体を提供することを目的とする。
【0009】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、有翼飛しょう体において、胴体内に完全に
収納可能な翼と、同翼を胴体外方への突出量を制御可能
に出し入れする駆動手段とを具備してなることを特徴と
する可変翼式飛しょう体を提供しようとするものであ
る。
手段として、有翼飛しょう体において、胴体内に完全に
収納可能な翼と、同翼を胴体外方への突出量を制御可能
に出し入れする駆動手段とを具備してなることを特徴と
する可変翼式飛しょう体を提供しようとするものであ
る。
【0010】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【0011】即ち、胴体内に完全に収納可能な翼と、同
翼を胴体外方への突出量を制御可能に出し入れする駆動
手段とを備えるので、飛しょう体の飛しょう及び制御に
必要な刻々の揚力に応じて、相応した翼面積を胴体外に
保つよう駆動手段で翼を出し入れできる。
翼を胴体外方への突出量を制御可能に出し入れする駆動
手段とを備えるので、飛しょう体の飛しょう及び制御に
必要な刻々の揚力に応じて、相応した翼面積を胴体外に
保つよう駆動手段で翼を出し入れできる。
【0012】また、特に大揚力を必要としない飛しょう
状態下では翼を、完全に或は大部分を胴体内に引込める
ことにより、飛しょう抵抗が著減する。
状態下では翼を、完全に或は大部分を胴体内に引込める
ことにより、飛しょう抵抗が著減する。
【0013】前翼及び後翼を備えた飛しょう体にあって
は、前翼の後流に後翼が入り、後翼の空力性能が大幅に
低下するような場合、前翼を引込めて翼面積を小さくす
るか、完全に引込めてしまうことにより後流を小さく
し、後翼の空力性能を回復することができる。
は、前翼の後流に後翼が入り、後翼の空力性能が大幅に
低下するような場合、前翼を引込めて翼面積を小さくす
るか、完全に引込めてしまうことにより後流を小さく
し、後翼の空力性能を回復することができる。
【0014】
【実施例】本発明の第1〜第4実施例を図1〜図5によ
り説明する。なお、各実施例とも、代表的に胴体の片側
の一枚の翼について説明するが、その実施例の翼が飛し
ょう体のすべての翼、前翼、後翼、或はその他の翼に選
択的に、或は組合わせて、或は全翼に一律に何れの形で
用いられてもよい。
り説明する。なお、各実施例とも、代表的に胴体の片側
の一枚の翼について説明するが、その実施例の翼が飛し
ょう体のすべての翼、前翼、後翼、或はその他の翼に選
択的に、或は組合わせて、或は全翼に一律に何れの形で
用いられてもよい。
【0015】先ず第1実施例を図1により説明する。図
1は本実施例の翼を翼面に正対して見た図で、図におい
て、翼2はプッシュプル式で、かつ、胴体1の内部に他
端を連結されたアクチュエータ3とつながっており、ア
クチュエータ3を伸縮することにより飛しょう体の胴体
1より外に出し入れできると共に完全に引込めることが
でき、かつ、外に出ている部分の大きさを所望値に変化
させることができる。また、翼2を気流抵抗に抗して平
行移動させるために、ガイド溝5を翼2の翼面上に堀り
込み、それにガイド4を沿わせるよう構成されている。
ガイド溝方式の代りにアクチュエータ3を複数個装着し
て気流の抵抗に抗して翼2の曲がり(傾き)を防ぐよう
にしてもよい。
1は本実施例の翼を翼面に正対して見た図で、図におい
て、翼2はプッシュプル式で、かつ、胴体1の内部に他
端を連結されたアクチュエータ3とつながっており、ア
クチュエータ3を伸縮することにより飛しょう体の胴体
1より外に出し入れできると共に完全に引込めることが
でき、かつ、外に出ている部分の大きさを所望値に変化
させることができる。また、翼2を気流抵抗に抗して平
行移動させるために、ガイド溝5を翼2の翼面上に堀り
込み、それにガイド4を沿わせるよう構成されている。
ガイド溝方式の代りにアクチュエータ3を複数個装着し
て気流の抵抗に抗して翼2の曲がり(傾き)を防ぐよう
にしてもよい。
【0016】次に第2実施例を図2により説明する。図
2は翼2aをその翼面に正対して示した図である。翼が
平行移動する第1実施例に対し、本実施例は翼2aを回
転移動させる例である。図において翼2aの基端の前方
側に回転軸6を設け、それを中心に翼2aを回転させる
よう翼2aの後方側にアクチュエータ3を連結すること
により、胴体1の外に翼2aを出し入れすると共に外に
出た部分の翼2aの面積を変化させる。
2は翼2aをその翼面に正対して示した図である。翼が
平行移動する第1実施例に対し、本実施例は翼2aを回
転移動させる例である。図において翼2aの基端の前方
側に回転軸6を設け、それを中心に翼2aを回転させる
よう翼2aの後方側にアクチュエータ3を連結すること
により、胴体1の外に翼2aを出し入れすると共に外に
出た部分の翼2aの面積を変化させる。
【0017】次に第3実施例を図3により説明する。図
3は本実施例の原理を示す模式的斜視図で、翼2bと2
cとはヒンジ7を介して相互に回動可能に結合されてお
り、翼2b側を支承側、翼2c側を固定側とするヒンジ
軸9に連結されたサーボモータ8によって、翼2bに対
し、翼2cが回動する。サーボモータ8は飛しょう体の
胴体もしくは翼2b等に固定される。これを用いる場合
は、たとえば翼2b側を飛しょう体の胴体側に、ヒンジ
7の中心線が胴体外周線とほぼ一致するように取付けて
おき、翼2cは、翼2bとの挟角が直角以下となるよう
回動させておき、即ち、ほぼ折畳んだ状態にしておき、
発射後、必要に応じて翼2cをサーボモータ8の駆動に
よって回動させ、胴体外方へ、そのときどきの必要量だ
け張出させて用いる。胴体外板を翼2cの回動を障害し
ない範囲で凹ませたり、切欠いたりするのを避けたい場
合は、たとえば第1実施例に示すようにアクチュエータ
3で翼2bを胴体外に出し入れ可能にし、翼2bが充分
に外へ突出したところで、更に翼2cが回動によって展
張するようにしてもよい。勿論、サーボモータ8は図3
では模式的に示したもので、飛しょう体に組込むときは
相応の構成、たとえば、ギヤを介して、或はフレキシブ
ルトルクチューブを介して、更には翼2b内にサーボモ
ータ8を埋込むことによって、翼2cを回動できるよう
にしてもよい。
3は本実施例の原理を示す模式的斜視図で、翼2bと2
cとはヒンジ7を介して相互に回動可能に結合されてお
り、翼2b側を支承側、翼2c側を固定側とするヒンジ
軸9に連結されたサーボモータ8によって、翼2bに対
し、翼2cが回動する。サーボモータ8は飛しょう体の
胴体もしくは翼2b等に固定される。これを用いる場合
は、たとえば翼2b側を飛しょう体の胴体側に、ヒンジ
7の中心線が胴体外周線とほぼ一致するように取付けて
おき、翼2cは、翼2bとの挟角が直角以下となるよう
回動させておき、即ち、ほぼ折畳んだ状態にしておき、
発射後、必要に応じて翼2cをサーボモータ8の駆動に
よって回動させ、胴体外方へ、そのときどきの必要量だ
け張出させて用いる。胴体外板を翼2cの回動を障害し
ない範囲で凹ませたり、切欠いたりするのを避けたい場
合は、たとえば第1実施例に示すようにアクチュエータ
3で翼2bを胴体外に出し入れ可能にし、翼2bが充分
に外へ突出したところで、更に翼2cが回動によって展
張するようにしてもよい。勿論、サーボモータ8は図3
では模式的に示したもので、飛しょう体に組込むときは
相応の構成、たとえば、ギヤを介して、或はフレキシブ
ルトルクチューブを介して、更には翼2b内にサーボモ
ータ8を埋込むことによって、翼2cを回動できるよう
にしてもよい。
【0018】次に第4実施例を図4により説図する。図
4は本実施例の原理を示す模式的斜視図で、翼2dと2
eとは回転軸6で、相互に扇状に展張、縮退可能に構成
されている。これを用いる場合は飛しょう体の胴体内に
翼2dを固定しておき、所要の回転手段によって回転軸
6を回転し、それに固設した翼2eを外方に適量張出
す。或は翼2dを第1実施例に示すようにアクチュエー
タ3で胴体外に出し入れ可能にし、翼2dを外方に突出
した後、更に翼2eを張出すようにしてもよい。
4は本実施例の原理を示す模式的斜視図で、翼2dと2
eとは回転軸6で、相互に扇状に展張、縮退可能に構成
されている。これを用いる場合は飛しょう体の胴体内に
翼2dを固定しておき、所要の回転手段によって回転軸
6を回転し、それに固設した翼2eを外方に適量張出
す。或は翼2dを第1実施例に示すようにアクチュエー
タ3で胴体外に出し入れ可能にし、翼2dを外方に突出
した後、更に翼2eを張出すようにしてもよい。
【0019】図4では翼2dと2eの厚さが急激に変っ
ているが(段差がついているが)厚さを薄くしたり、平
面形状を適切に選ぶことによって、この段差は任意に設
計できる。
ているが(段差がついているが)厚さを薄くしたり、平
面形状を適切に選ぶことによって、この段差は任意に設
計できる。
【0020】図5は第1〜第4実施例を実施する場合の
システム系統図である。図5(a)は空力センサ(気流
動圧、迎角等を検出するもの)の出力をコンピュータに
入力し、コンピュータはあらかじめ組み込まれた論理に
従ってアクチュエータを作動させるものである。一方、
図5(b)はコンピュータにあらかじめ組み込まれたプ
ログラムによりアクチュエータを作動させる場合であ
る。いずれの場合も、アクチュエータは、油圧シリン
ダ、空圧シリンダ、サーボモータ、油圧モータその他往
復可能な駆動手段を代表しており、上記諸実施例のアク
チュエータ3、サーボモータ8等がこれに相当する。
システム系統図である。図5(a)は空力センサ(気流
動圧、迎角等を検出するもの)の出力をコンピュータに
入力し、コンピュータはあらかじめ組み込まれた論理に
従ってアクチュエータを作動させるものである。一方、
図5(b)はコンピュータにあらかじめ組み込まれたプ
ログラムによりアクチュエータを作動させる場合であ
る。いずれの場合も、アクチュエータは、油圧シリン
ダ、空圧シリンダ、サーボモータ、油圧モータその他往
復可能な駆動手段を代表しており、上記諸実施例のアク
チュエータ3、サーボモータ8等がこれに相当する。
【0021】以上の通り第1〜第4実施例によれば、飛
しょう状態下で翼の形状を変えられ、必要に応じて完全
に胴体内に再収納できるので空力抵抗が著しく小さくな
るという利点がある。
しょう状態下で翼の形状を変えられ、必要に応じて完全
に胴体内に再収納できるので空力抵抗が著しく小さくな
るという利点がある。
【0022】また、前翼の後流に後翼が入って空力性能
が大幅に低下するような場合には前翼を胴体内に引込め
る(再収納する)ことによって後流を解消ないしは小さ
くし、空力性能を回復できるという利点がある。
が大幅に低下するような場合には前翼を胴体内に引込め
る(再収納する)ことによって後流を解消ないしは小さ
くし、空力性能を回復できるという利点がある。
【0023】また、飛しょう体が充分な速度に達してい
なかったり、或は急上昇の必要が生じたりして揚力不足
を来たした場合は、翼を胴体外方へ大きく張出すことに
よって必要な揚力を瞬時に得られるという利点がある。
なかったり、或は急上昇の必要が生じたりして揚力不足
を来たした場合は、翼を胴体外方へ大きく張出すことに
よって必要な揚力を瞬時に得られるという利点がある。
【0024】即ち、従来の飛しょう体は勿論、航空機さ
へも有していなかった構成であるところの、胴体内に完
全に収納可能な翼を、人が搭乗する航空機と違い、諸装
備品の胴体内配置に自由性の高い、飛しょう体の利点を
フルに活用して、駆動手段により出し入れ自由に設けた
ので、従来の飛しょう体が有せず、航空機のみが有して
いた、揚力創出を含めたピッチング、ヨーイング、ロー
リングの機能をすべて有する外、航空機さへも有しな
い、胴体内への翼の完全収納による空力抵抗の激減及び
後流の喪失による空力性能の回復を果たすことのできる
飛しょう体が得られるという利点がある。
へも有していなかった構成であるところの、胴体内に完
全に収納可能な翼を、人が搭乗する航空機と違い、諸装
備品の胴体内配置に自由性の高い、飛しょう体の利点を
フルに活用して、駆動手段により出し入れ自由に設けた
ので、従来の飛しょう体が有せず、航空機のみが有して
いた、揚力創出を含めたピッチング、ヨーイング、ロー
リングの機能をすべて有する外、航空機さへも有しな
い、胴体内への翼の完全収納による空力抵抗の激減及び
後流の喪失による空力性能の回復を果たすことのできる
飛しょう体が得られるという利点がある。
【0025】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【0026】即ち、胴体内に完全に収納可能な翼を駆動
手段で外方へ出し入れするので、翼を不必要なときに胴
体の内部に引込めることにより、その分だけ空力抵抗を
軽減できる。
手段で外方へ出し入れするので、翼を不必要なときに胴
体の内部に引込めることにより、その分だけ空力抵抗を
軽減できる。
【0027】また、前翼の後流に後翼が入って、後翼の
空力性能がそこなわれるときには、前翼を引込めその面
積を減らすことにより、この前後翼干渉を軽減すること
ができる。
空力性能がそこなわれるときには、前翼を引込めその面
積を減らすことにより、この前後翼干渉を軽減すること
ができる。
【0028】また、主翼を突出してその面積を増大させ
ることにより、揚力を増加する等、その面積を任意に変
化させることにより揚力を制御し、高度な飛しょう性能
を創出できる。
ることにより、揚力を増加する等、その面積を任意に変
化させることにより揚力を制御し、高度な飛しょう性能
を創出できる。
【図1】本発明の第1実施例をその翼に正対して見た模
式図、
式図、
【図2】本発明の第2実施例をその翼に正対して見た模
式図、
式図、
【図3】本発明の第3実施例の翼の斜視図、
【図4】本発明の第4実施例の翼の斜視図、
【図5】上記第1〜第4実施例に係るシステム系統図、
【図6】従来の固定翼例の側面図、
【図7】前・後翼に作用する揚力の概念図、
【図8】従来の動翼例で翼の迎角が変ったときの揚力の
概念図、
概念図、
【図9】従来の動翼例の前後翼干渉に関する概念図、
【図10】飛しょう体の翼の空力性能に関する概念図で
ある。
ある。
1 胴体 2,2a,2b,2c,2d,2e 翼 3 アクチュエータ 4 ガイド 5 ガイド溝 6 回転軸 7 ヒンジ 8 サーボモータ 9 ヒンジ軸
Claims (1)
- 【請求項1】 有翼飛しょう体において、胴体内に完全
に収納可能な翼と、同翼を胴体外方への突出量を制御可
能に出し入れする駆動手段とを具備してなることを特徴
とする可変翼式飛しょう体。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP24578191A JPH0587497A (ja) | 1991-09-25 | 1991-09-25 | 可変翼式飛しよう体 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP24578191A JPH0587497A (ja) | 1991-09-25 | 1991-09-25 | 可変翼式飛しよう体 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0587497A true JPH0587497A (ja) | 1993-04-06 |
Family
ID=17138732
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP24578191A Withdrawn JPH0587497A (ja) | 1991-09-25 | 1991-09-25 | 可変翼式飛しよう体 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0587497A (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH07294196A (ja) * | 1994-04-27 | 1995-11-10 | Nec Corp | 飛翔体の誘導制御装置 |
US6248909B1 (en) | 1998-06-19 | 2001-06-19 | Suntory Limited | Triglyceride and composition comprising the same |
JP2009186117A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体及びその動作方法 |
CN110906807A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-03-24 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法 |
CN113682460A (zh) * | 2021-09-09 | 2021-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种变形弹翼及飞行装置 |
-
1991
- 1991-09-25 JP JP24578191A patent/JPH0587497A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH07294196A (ja) * | 1994-04-27 | 1995-11-10 | Nec Corp | 飛翔体の誘導制御装置 |
US6248909B1 (en) | 1998-06-19 | 2001-06-19 | Suntory Limited | Triglyceride and composition comprising the same |
JP2009186117A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体及びその動作方法 |
CN110906807A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-03-24 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种火箭用嵌入式气动控制舵面及其控制方法 |
CN113682460A (zh) * | 2021-09-09 | 2021-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种变形弹翼及飞行装置 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19981203 |