【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、地対空ミサイルあるいは地対地ミサイルなど地上から目標に向けて発射される地上発射の飛しょう体に関する技術であり、さらに詳しく述べると、前記地上発射の飛しょう体の後翼が気流に対して大きな迎え角をとる誘導の初期段階において、飛しょう体のトリム状態を維持させ、機体の姿勢を安定に保つ飛しょう体を提案するものである。

【０００２】

【従来の技術】まず従来の地上発射の飛しょう体の技術を図を用いて説明する。 図２５は従来の飛しょう体の外形図である。 １は地上発射の飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体、３は飛しょう体１の後翼であり、アは飛しょう体１の重心であり、イは前記後翼３の垂直力であり、ウは前記胴体２の垂直力である。 飛しょう体１の機体の姿勢が頭上げとなる方向を正とした場合の、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントを数１のごとく表わす。

【０００３】

【数１】

【０００４】飛しょう体１の重心のアまわりのモーメントを数１のごとく表わすと、前記飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの大きさが零のとき飛しょう体１はトリム状態にあり、飛しょう体１は安定に飛しょうする。 しかしながら、飛しょう体１の後翼３が気流に対して大きな迎え角をとるときには、前記後翼３は失速するため、後翼３の垂直力イは大きく減少し、飛しょう体１
の重心アまわりで数２のごとき頭上げの方向に作用するモーメントが発生する。

【０００５】

【数２】

【０００６】前記飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントが発生することにより、飛しょう体１はトリム状態を保てず、飛しょう体１の気流に対する迎え角が急激に増加し、飛しょう体１の姿勢が不安定になることがあった。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】地上発射の飛しょう体１の姿勢が不安定となる時期は、特に誘導の初期段階である。 地上発射の飛しょう体１は発射後まもなく目標追尾のため機体の急旋回を行うが、このとき前記飛しょう体１の操舵翼３は気流に対して大きい迎え角をとるため、前記後翼３は失速し、後翼３の垂直力イは大きく減少し、飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントが発生する。 前記飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは、飛しょう体１の気流に対する迎え角を急激に増加させ、飛しょう体１の姿勢が不安定になり、飛しょう体１の飛しょう性能に悪影響を与える等の課題があった。 この発明は地上発射の飛しょう体１の誘導の初期段階において、機体が加速しながら急旋回を行うときに、前記飛しょう体１の姿勢を安定に保つことを目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、後翼に取り付けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時においてスパン方向に可動する拡張翼と、前記拡張翼を後翼のスパン方向に拡張させ飛しょう体の重心後方の揚力面の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【０００９】また、第２の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体前方に設けられた前翼と、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、前記前翼に取り付けられ、
前記計測器により判断された後翼の失速時において前翼のスパン方向に収納する収納翼と、前記収納翼を前翼のスパン方向に収納させ飛しょう体の重心前方の揚力面の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１０】また、第３の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられ、飛しょう体の機軸方向に移動する移動式の後翼と、胴体内部に設けられ、前記移動式の後翼の気流に対する迎え角を計測して移動式の後翼の失速状況を判断する計測器と、前記計測器により判断された移動式の後翼の失速時において移動式の後翼の飛しょう体の重心からの距離を変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１１】また、第４の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体前方に設けられ、飛しょう体の機軸方向に移動する移動式の前翼と、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、前記計測器により判断された後翼の失速時において前記移動式の前翼の飛しょう体の重心からの距離を変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１２】また、第５の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴体後方に設けられた展開式の胴体と、胴体内部に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において前記展開式の胴体を展開させ飛しょう体の重心後方の揚力面の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１３】また、第６の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴体内部に設けられた気体の容器と、胴体前方でかつ胴体上面に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において前記気体の容器から気体を噴出させる噴出口と、前記噴出口からの気体噴出量を調節して飛しょう体の重心前方の上向きの噴射の反力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１４】また、第７の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴体内部に設けられた気体の容器と、胴体後方でかつ胴体下面に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において前記気体の容器から気体を噴出させる噴出口と、前記噴出口からの気体噴出量を調節して飛しょう体の重心後方の下向きの噴射の反力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１５】また、第８の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴体前方に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において飛しょう体の胴体に下向きに推力を発生させる回転翼と、前記回転翼を回転させ飛しょう体の重心前方の下向きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１６】また、第９の発明による飛しょう体は、地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、胴体後方に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において飛しょう体の胴体に上向きに推力を発生させる回転翼と、前記回転翼を可動させ飛しょう体の重心後方の上向きの推力の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１７】また、第１０の発明による飛しょう体は、
地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、
胴体の中胴部に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において飛しょう体の機軸方向に移動するバランサと、前記バランサを移動させバランサの重心位置を変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１８】また、第１１の発明による飛しょう体は、
地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、
胴体前方に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において飛しょう体の機軸方向に移動する移動式の前胴部と、前記移動式の前胴部を移動させ飛しょう体の重心前方の揚力面の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００１９】また、第１２の発明による飛しょう体は、
地上発射の飛しょう体において、胴体後方に設けられた後翼と、胴体内部に設けられ、前記後翼の気流に対する迎え角を計測して後翼の失速状況を判断する計測器と、
胴体後方に設けられ、前記計測器により判断された後翼の失速時において飛しょう体の機軸方向に移動する移動式の後胴部と、前記移動式の後胴部を移動させ飛しょう体の重心後方の揚力面の大きさを変化させるサーボ機構とを備えたものである。

【００２０】

【発明の実施の形態】

実施の形態１． 図１はこの発明の実施の形態１を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、５は後翼３に設けた拡張翼であり、６は拡張翼５を可動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図２
はこの発明の実施の形態１を示す部分構成図であり、図において１は図１と同じ飛しょう体、２は図１と同じ胴体であり、３は図１と同じ後翼、５は図１と同じ拡張翼、６は図１と同じサーボ機構であり、アは図１と同じ飛しょう体１の重心であり、エは拡張翼５の垂直力である。

【００２１】図１において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１
の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４
により計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘ
より大きくなることを計測器４により検出したときに、
後翼３に設けた拡張翼５をサーボ機構６により図２のごとく拡張し、拡張翼５に新たな垂直力エを発生させる。
前記垂直力エの着力点は飛しょう体１の重心アより後方にあるため、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数３のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、拡張翼５の拡張の度合いをサーボ機構６
により調節する。

【００２２】

【数３】

【００２３】数３のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により収納翼５をもとの位置に戻す。

【００２４】実施の形態２． 図３はこの発明の実施の形態２を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、７は飛しょう体１
の前翼、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、８は前翼７に設けた収納翼であり、６は収納翼８を可動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心であり、オは収納翼８の垂直力である。 図４はこの発明の実施の形態２を示す部分構成図であり、図において１は図３と同じ飛しょう体、
２は図３と同じ胴体であり、７は図３と同じ前翼、３は図３と同じ後翼、８は図３と同じ収納翼、６は図３と同じサーボ機構であり、アは図３と同じ飛しょう体１の重心である。

【００２５】図３において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数４のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておく。

【００２６】

【数４】

【００２７】飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、前翼７に設けた収納翼８をサーボ機構６により図４のごとく収納し、収納翼８で発生していた垂直力オを減少させる。 前記垂直力オの着力点は飛しょう体１の重心アより前方にあるため、前記垂直力オが与える飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは減少し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数５のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、収納翼８の収納の度合いをサーボ機構６により調節する。

【００２８】

【数５】

【００２９】数５のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により収納翼８をもとの位置に戻す。

【００３０】実施の形態３． 図５はこの発明の実施の形態３を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、９は飛しょう体１
の移動式の後翼、４は移動式の後翼９の気流に対する迎え角の計測器であり、６は後翼９を飛しょう体１の機軸方向に移動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１
の重心である。 図６はこの発明の実施の形態３を示す部分構成図であり、図において１は図５と同じ飛しょう体、２は図５と同じ胴体であり、９は図５と同じ移動式の後翼、６は図５と同じサーボ機構であり、アは図５と同じ飛しょう体１の重心である。

【００３１】図５において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１
の発射直後より後翼９の気流に対する迎え角を計測器４
により計測し、後翼９の気流に対する迎え角がαｍａｘ
より大きくなったことを計測器４により検出したときに、移動式の後翼９をサーボ機構６により図６のごとく飛しょう体１の重心アから離れた位置に移動させ、飛しょう体１の重心アから後翼９の垂直力の着力点までのアーム長を長くする。 後翼９の垂直力の着力点は飛しょう体１の重心アより後方にあるため、飛しょう体１の重心アから後翼９の垂直力の着力点までのアーム長を長くすることにより、後翼９の垂直力が与える飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントは増加し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数６のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、移動式の後翼９の位置をサーボ機構６により調節する。

【００３２】

【数６】

【００３３】数６のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼９の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により後移動式の後翼９
をもとの位置に戻す。

【００３４】実施の形態４． 図７はこの発明の実施の形態４を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は前記後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１０は飛しょう体１の移動式の前翼であり、６
は前記移動式の前翼１０の飛しょう体１の機軸方向に移動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図８はこの発明の実施の形態４を示す部分構成図であり、図において１は図７と同じ飛しょう体、２は図７と同じ胴体であり、３は図７と同じ後翼であり、１０
は図７と同じ移動式の前翼、６は図７と同じサーボ機構であり、アは図７と同じ飛しょう体１の重心である。

【００３５】図７において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数７のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておく。

【００３６】

【数７】

【００３７】飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、移動式の前翼１０をサーボ機構６により図８のごとく飛しょう体１の重心アに近接した位置に移動させ、飛しょう体１の重心アから移動式の前翼１０の垂直力の着力点までのアーム長を短くする。 前翼１０の垂直力の着力点は飛しょう体１の重心アより前方にあるため、飛しょう体１の重心アから前翼１
０の垂直力の着力点までのアーム長を短くすることにより、前翼１０の垂直力が与える飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは減少し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数８のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、移動式の前翼１０の位置をサーボ機構６により調節する。

【００３８】

【数８】

【００３９】数８のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、前翼１０の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により後移動式の前翼１０をもとの位置に戻す。

【００４０】実施の形態５． 図９はこの発明の実施の形態５を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、
２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１
の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１１は胴体２に設けた展開式の胴体であり、６は展開式の胴体１１を可動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図１０はこの発明の実施の形態５を示す部分構成図であり、図において１は図９と同じ飛しょう体、２は図９と同じ胴体であり、３は図９と同じ後翼、１１は図９と同じ展開式の胴体、６は図９と同じサーボ機構であり、アは図９と同じ飛しょう体１の重心であり、カは展開式の胴体１１の垂直力である。

【００４１】図９において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１
の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４
により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がαｍ
ａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２に設けた展開式の胴体１１をサーボ機構６
により図１０のごとく展開させ、展開式の胴体１１に新たな垂直力カを発生させる。 前記垂直力カの着力点は飛しょう体１の重心アより後方にあるため、飛しょう体１
の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数９のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、展開式の胴体１１の展開度合いをサーボ機構６により調節する。

【００４２】

【数９】

【００４３】数９のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により展開式の胴体１１
を展開前の状態に戻す。

【００４４】実施の形態６． 図１１はこの発明の実施の形態６を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１２は胴体２に設けた気体の容器であり、１３
は胴体２の前方上面に設けた気体の噴射口であり、６は気体の噴射口１３からの気体噴出量を調節するサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図１２はこの発明の実施の形態６を示す部分構成図であり、図において１は図１１と同じ飛しょう体、２は図１１と同じ胴体であり、３は図１１と同じ後翼、１２は図１１と同じ気体の容器、１３は図１１と同じ気体の噴射口であり、
６は図１１と同じサーボ機構であり、アは図１１と同じ飛しょう体１の重心であり、キは噴射された気体であり、クは気体の噴射による反力である。

【００４５】図１１において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２に設けた気体の容器１２に貯えられた気体をサーボ機構６により図１２のごとく噴射口１３から胴体２の前方上面に向けて噴出し、噴射された気体キの速度ベクトルとは逆向きの反力クを発生させる。 前記反力クの着力点は飛しょう体１の重心アより前方にあり、
かつ下向きに作用するため、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数１０のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、噴射口１３からの気体の噴射量をサーボ機構６により調節する。

【００４６】

【数１０】

【００４７】数１０のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により気体の噴射口１
３からの気体の噴出を止める。

【００４８】実施の形態７． 図１３はこの発明の実施の形態７を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１２は胴体２に設けた気体の容器であり、１４
は胴体２の後方下面に設けた気体の噴射口であり、６は気体の噴射口１４からの気体噴出量を調節するサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図１４はこの発明の実施の形態７を示す部分構成図であり、図において１は図１３と同じ飛しょう体、２は図１３と同じ胴体であり、３は図１３と同じ後翼、１２は図１３と同じ気体の容器、１４は図１３と同じ気体の噴射口であり、
６は図１３と同じサーボ機構であり、アは図１３と同じ飛しょう体１の重心であり、キは噴射された気体であり、クは気体の噴射による反力である。

【００４９】図１３において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２に設けた気体の容器１２に貯えられた気体をサーボ機構６により図１４のごとく噴射口１４から胴体２の後方下面に向けて噴出し、噴射された気体キの速度ベクトルとは逆向きの反力クを発生させる。 前記反力クの着力点は飛しょう体１の重心アより後方にあり、
かつ上向きに作用するため、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数１１のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、噴射口１４からの気体の噴射量をサーボ機構６により調節する。

【００５０】

【数１１】

【００５１】数１１のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により気体の噴射口１
４からの気体の噴出を止める。

【００５２】実施の形態８． 図１５はこの発明の実施の形態８を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１５は胴体２の前方下面に設けた回転翼であり、６は回転翼１５を可動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図１６はこの発明の実施の形態８を示す部分構成図であり、図において１は図１
５と同じ飛しょう体、２は図１５と同じ胴体であり、３
は図１５と同じ後翼、１５は図１５と同じ回転翼、６は図１５と同じサーボ機構であり、アは図１５と同じ飛しょう体１の重心であり、ケは回転翼１５の推力である。

【００５３】図１５において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２の前方下面に設けた回転翼１５をサーボ機構６により図１４のごとく回転し、回転翼１５の揚力により下向きの推力ケを発生させる。 前記推力ケの着力点は飛しょう体１の重心アより前方にあり、かつ下向きに作用するため、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数１２
のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、回転翼１５の推力をサーボ機構６
により調節する。

【００５４】

【数１２】

【００５５】数１２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により回転翼１５の動作を止める。

【００５６】実施の形態９． 図１７はこの発明の実施の形態９を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１６は胴体２の後方上面に設けた回転翼であり、６は回転翼１６を可動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心である。 図１８はこの発明の実施の形態９を示す部分構成図であり、図において１は図１
７と同じ飛しょう体、２は図１７と同じ胴体であり、３
は図１７と同じ後翼、１６は図１７と同じ回転翼、６は図１７と同じサーボ機構であり、アは図１７と同じ飛しょう体１の重心であり、ケは回転翼１６の推力である。

【００５７】図１７において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２の後方上面に設けた回転翼１６をサーボ機構６により図１８のごとく回転し、回転翼１６の揚力により下向きの推力ケを発生させる。 前記推力ケの着力点は飛しょう体１の重心アより後方にあり、かつ上向きに作用するため、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが発生し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。 さらに数１３
のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、回転翼１６の推力をサーボ機構６
により調節する。

【００５８】

【数１３】

【００５９】数１３のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により回転翼１６の動作を止める。

【００６０】実施の形態１０． 図１９はこの発明の実施の形態１０を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１７は胴体２の中胴部に設けた飛しょう体１
の機軸方向に移動するバランサであり、６はバランサ１
７を移動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１の重心であり、コはバランサ１７の重力である。 図２０はこの発明の実施の形態１０を示す部分構成図であり、図において１は図１９と同じ飛しょう体、２は図１９と同じ胴体であり、３は図１９と同じ後翼、１７は図１９と同じバランサ、６は図１９と同じサーボ機構であり、アは図１９と同じ飛しょう体１の重心位置であり、コは図１９と同じバランサ１７の重力である。

【００６１】図１９において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数１４のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておく。

【００６２】

【数１４】

【００６３】飛しょう体１の後翼３が失速するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２の中胴部に設けたバランサ１７
をサーボ機構６により図２０のごとく胴体前方で飛しょう体１の重心から遠ざける位置に移動させ、飛しょう体１の重心アからバランサ１７の重力コの着力点までのアーム長を長くする。 バランサ１７の重力コの着力点は飛しょう体１の重心アより前方にあり、かつ下向きに作用するため、飛しょう体１の重心アからバランサ１７の重力コの着力点までのアーム長を長くすることにより、バランサ１７の重力コが与える飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントは増加し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数１５のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、バランサ１７の位置をサーボ機構６により調節する。

【００６４】

【数１５】

【００６５】数１５のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６によりバランサ１７をもとの位置に戻す。

【００６６】実施の形態１１． 図２１はこの発明の実施の形態１１を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１８は胴体２の前方に設けた移動式の前胴部であり、６は移動式の前胴部１８を飛しょう体１の機軸方向に移動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１
の重心である。 図２２はこの発明の実施の形態１１を示す部分構成図であり、図において１は図２１と同じ飛しょう体、２は図２１と同じ胴体であり、３は図２１と同じ後翼であり、１８は図２１と同じ移動式の前胴部であり、６は図２１と同じサーボ機構であり、アは図２１と同じ飛しょう体１の重心である。

【００６７】図２１において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２の前方に設けた移動式の前胴部１８をサーボ機構６により図２１のごとく胴体後方に移動し、胴体２の前方における気流に対する投影面積を減少させ、
胴体２の前方の垂直力を減少させる。 胴体２の前方の垂直力を減少させることにより、飛しょう体１の重心アまわりで頭上げの方向に作用するモーメントは減少し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数１６のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、移動式の前胴部１８
の位置をサーボ機構６により調節する。

【００６８】

【数１６】

【００６９】数１６のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により移動式の前胴部１８をもとの位置に戻す。

【００７０】実施の形態１２． 図２３はこの発明の実施の形態１２を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は前記飛しょう体１の胴体であり、３は飛しょう体１の後翼、４は後翼３の気流に対する迎え角の計測器であり、１９は胴体２の後方に設けた移動式の後胴部であり、６は移動式の後胴部１９を飛しょう体１の機軸方向に移動させるサーボ機構であり、アは飛しょう体１
の重心である。 図２４はこの発明の実施の形態１２を示す部分構成図であり、図において１は図２３と同じ飛しょう体、２は図２３と同じ胴体であり、３は図２３と同じ後翼であり、１９は図２３と同じ移動式の後胴部、６
は図２３と同じサーボ機構であり、アは図２３と同じ飛しょう体１の重心である。

【００７１】図２３において、飛しょう体１の後翼３が失速して、数２のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントが頭上げの方向に作用するときの後翼３の気流に対する迎え角αｍａｘを設定しておき、飛しょう体１の発射直後より後翼３の気流に対する迎え角を計測器４により計測し、前記後翼３の気流に対する迎え角がα
ｍａｘより大きくなったことを計測器４により検出したときに、胴体２の後方に設けた移動式の後胴部１９をサーボ機構６により図２４のごとく胴体後方に移動し、胴体２の後方における気流に対する投影面積を増加させ、
胴体２の後方の垂直力を増加させる。 胴体２の後方の垂直力を増加させることにより、飛しょう体１の重心アまわりで頭下げの方向に作用するモーメントが増加し、飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和においては、頭上げの方向に作用するモーメントを軽減させる。
さらに数１７のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和が零になるように、移動式の後胴部１９
の位置をサーボ機構６により調節する。

【００７２】

【数１７】

【００７３】数１７のごとく飛しょう体１の重心アまわりのモーメントの総和を零に保つことにより、飛しょう体１はトリム状態を維持するため、飛しょう体１の機体の姿勢は安定化される。 その後、後翼３の気流に対する迎え角がαｍａｘより小さくなったことを計測器４により検出したときに、サーボ機構６により移動式の後胴部１９をもとの位置に戻す。

【００７４】

【発明の効果】第１の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００７５】また、第２の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメントを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００７６】また、第３の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００７７】また、第４の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメントを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００７８】また、第５の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００７９】また、第６の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８０】また、第７の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８１】また、第８の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８２】また、第９の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８３】また、第１０の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８４】また、第１１の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭上げの方向に作用するモーメントを一時的に減少させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【００８５】また、第１２の発明によれば、地上発射の飛しょう体の誘導の初期段階において、前記飛しょう体の操舵翼が気流に対して大きい迎え角をとるときに、飛しょう体の重心まわりで頭下げの方向に作用するモーメントを一時的に増加させ、飛しょう体の重心まわりのモーメントの総和を零にすることにより、飛しょう体はトリム状態を維持するため、飛しょう体の機体の姿勢を安定に保つことができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明の実施の形態１を示す構成図である。

【図２】 この発明の実施の形態１を示す部分構成図である。

【図３】 この発明の実施の形態２を示す構成図である。

【図４】 この発明の実施の形態２を示す部分構成図である。

【図５】 この発明の実施の形態３を示す構成図である。

【図６】 この発明の実施の形態３を示す部分構成図である。

【図７】 この発明の実施の形態４を示す構成図である。

【図８】 この発明の実施の形態４を示す部分構成図である。

【図９】 この発明の実施の形態５を示す構成図である。

【図１０】 この発明の実施の形態５を示す部分構成図である。

【図１１】 この発明の実施の形態６を示す構成図である。

【図１２】 この発明の実施の形態６を示す部分構成図である。

【図１３】 この発明の実施の形態７を示す構成図である。

【図１４】 この発明の実施の形態７を示す部分構成図である。

【図１５】 この発明の実施の形態８を示す構成図である。

【図１６】 この発明の実施の形態８を示す部分構成図である。

【図１７】 この発明の実施の形態９を示す構成図である。

【図１８】 この発明の実施の形態９を示す部分構成図である。

【図１９】 この発明の実施の形態１０を示す構成図である。

【図２０】 この発明の実施の形態１０を示す部分構成図である。

【図２１】 この発明の実施の形態１１を示す構成図である。

【図２２】 この発明の実施の形態１１を示す部分構成図である。

【図２３】 この発明の実施の形態１２を示す構成図である。

【図２４】 この発明の実施の形態１２を示す部分構成図である。

【図２５】 従来の地上発射の飛しょう体の外形図である。

【符号の説明】

１ 飛しょう体、２ 胴体、３ 操舵翼、４ 後翼３の気流に対する迎え角の計測器、５ 拡張翼、６ サーボ機構、７ 前翼、８ 収納翼、９ 移動式の後翼、１０
移動式の前翼、１１ 展開式の胴体、１２ 気体の容器、１３ 胴体２の前方上面の噴射口、１４ 胴体２の後方下面の噴射口、１５ 胴体２の前方下面の回転翼、
１６ 胴体２の後方上面の回転翼、１７ バランサ、１
８ 移動式の前胴部、１９ 移動式の後胴部、ア 重心、イ 後翼の垂直力、ウ 胴体の垂直力、エ 拡張翼の垂直力、オ 収納翼の垂直力、カ 展開式の胴体の垂直力、キ 噴射された気体、ク 気体の噴射による反力、ケ 回転翼の推力、コ バランサの重力。