JP2002236000A - 誘導飛しょう体用ランチャ - Google Patents
誘導飛しょう体用ランチャInfo
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- JP2002236000A JP2002236000A JP2001033818A JP2001033818A JP2002236000A JP 2002236000 A JP2002236000 A JP 2002236000A JP 2001033818 A JP2001033818 A JP 2001033818A JP 2001033818 A JP2001033818 A JP 2001033818A JP 2002236000 A JP2002236000 A JP 2002236000A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機の後方に発射される飛しょう体用のラ
ンチャにおいて、誘導飛しょう体を母機の進行方向に対
して前向きに取り付けた状態で、前方目標と後方目標の
両方への対処を可能にする。 【解決手段】 ランチャ２の下部に誘導飛しょう体３を
吊り下げるハンガ１２と、ランチャ２の下部に設けら
れ、発射時に誘導飛しょう体３の前部を航空機の下方に
押し下げるエジェクタＦ７と、誘導飛しょう体３の後部
を航空機の下方に押し下げるエジェクタＡ８と、エジェ
クタＦ７とエジェクタＡ８を駆動させるアクチュエータ
２２と、ランチャ２の後端部に設けられ誘導飛しょう体
３の後端部に連結されて発射時に上記誘導飛しょう体３
をピッチ方向に回転させるための回転機構１０と、誘導
飛しょう体３の回転角度を検出するための角度検出器２
１を備える。
ンチャにおいて、誘導飛しょう体を母機の進行方向に対
して前向きに取り付けた状態で、前方目標と後方目標の
両方への対処を可能にする。 【解決手段】 ランチャ２の下部に誘導飛しょう体３を
吊り下げるハンガ１２と、ランチャ２の下部に設けら
れ、発射時に誘導飛しょう体３の前部を航空機の下方に
押し下げるエジェクタＦ７と、誘導飛しょう体３の後部
を航空機の下方に押し下げるエジェクタＡ８と、エジェ
クタＦ７とエジェクタＡ８を駆動させるアクチュエータ
２２と、ランチャ２の後端部に設けられ誘導飛しょう体
３の後端部に連結されて発射時に上記誘導飛しょう体３
をピッチ方向に回転させるための回転機構１０と、誘導
飛しょう体３の回転角度を検出するための角度検出器２
１を備える。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、航空機（以下母
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する所
定の目標体に向けて発射される誘導飛しょう体用のラン
チャに関するものである。
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する所
定の目標体に向けて発射される誘導飛しょう体用のラン
チャに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】まず、この種の誘導飛しょう体の用いら
れ方を、図５を用いて説明する。図５（ａ）は母機１の
後方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況
を示す図であり、、、、は発射後の誘導飛しょ
う体３の状態の変化を時系列で示している。また図５
（ｂ）は母機１にランチャ２を介して取り付けられた誘
導飛しょう体３を示す図であり、１は母機、２はランチ
ャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５はフック、
６は推進装置のノズル、１１は推力偏向装置、１３はラ
ンチャレール、１９は推進装置から噴出されたブラスト
である。
れ方を、図５を用いて説明する。図５（ａ）は母機１の
後方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況
を示す図であり、、、、は発射後の誘導飛しょ
う体３の状態の変化を時系列で示している。また図５
（ｂ）は母機１にランチャ２を介して取り付けられた誘
導飛しょう体３を示す図であり、１は母機、２はランチ
ャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５はフック、
６は推進装置のノズル、１１は推力偏向装置、１３はラ
ンチャレール、１９は推進装置から噴出されたブラスト
である。
【０００３】図５（ａ）において、は母機１に搭載さ
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１からランチャレール１３に沿って発射さ
れ、発射された直後は母機１の飛行速度が誘導飛しょう
体３の飛しょう方向と逆向きのため、その分減速されて
いるが（の状態）、時間がたつごとに飛しょう方向に
加速を行い（の状態）、飛しょうを続ける（の状
態）。
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１からランチャレール１３に沿って発射さ
れ、発射された直後は母機１の飛行速度が誘導飛しょう
体３の飛しょう方向と逆向きのため、その分減速されて
いるが（の状態）、時間がたつごとに飛しょう方向に
加速を行い（の状態）、飛しょうを続ける（の状
態）。
【０００４】図５（b）において、誘導飛しょう体３は
フック５によってランチャレール１３に吊り下げられて
おり、発射時にはランチャレール１３に沿って母機１の
飛行方向と逆向きに飛しょうさせる。
フック５によってランチャレール１３に吊り下げられて
おり、発射時にはランチャレール１３に沿って母機１の
飛行方向と逆向きに飛しょうさせる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来の誘導飛しょう体
は、母機に搭載された状態では母機の進行方向に対して
逆向きに取り付けられていたため、前方目標に対処でき
なかったり、空力抵抗の大きい推進装置のノズル面が飛
行方向に正対しているため、母機の飛行性能に大きな悪
影響を及ぼしていた。また飛行中に、大気中の氷や鳥な
どの衝突により、推進装置のノズル内部に取り付けら
れ、推進装置内部の気密性を保つためのウエザーシール
が破れて、推進装置の性能が劣化する等の問題があっ
た。さらに発射直後の誘導飛しょう体は、母機の進行方
向に向かって母機と同じ速度を持つため、母機からの離
脱性が悪く、誘導飛しょう体から放出される高温高圧の
ブラストが母機の翼に当たる等の危険があった。あるい
は母機の進行方向に前向きに取り付けられて、後方に発
射する場合にのみランチャに備えられた大掛かりな駆動
機構を用いて誘導飛しょう体を後方に向けた後、発射さ
せるという従来例もあるが、そのような機構はランチャ
質量の大幅な増加を招き、母機の飛行性能に大きな悪影
響を及ぼすばかりでなく、目標への反応速度も遅いとい
う欠点があった。
は、母機に搭載された状態では母機の進行方向に対して
逆向きに取り付けられていたため、前方目標に対処でき
なかったり、空力抵抗の大きい推進装置のノズル面が飛
行方向に正対しているため、母機の飛行性能に大きな悪
影響を及ぼしていた。また飛行中に、大気中の氷や鳥な
どの衝突により、推進装置のノズル内部に取り付けら
れ、推進装置内部の気密性を保つためのウエザーシール
が破れて、推進装置の性能が劣化する等の問題があっ
た。さらに発射直後の誘導飛しょう体は、母機の進行方
向に向かって母機と同じ速度を持つため、母機からの離
脱性が悪く、誘導飛しょう体から放出される高温高圧の
ブラストが母機の翼に当たる等の危険があった。あるい
は母機の進行方向に前向きに取り付けられて、後方に発
射する場合にのみランチャに備えられた大掛かりな駆動
機構を用いて誘導飛しょう体を後方に向けた後、発射さ
せるという従来例もあるが、そのような機構はランチャ
質量の大幅な増加を招き、母機の飛行性能に大きな悪影
響を及ぼすばかりでなく、目標への反応速度も遅いとい
う欠点があった。
【０００６】この発明は、誘導飛しょう体を母機の進行
方向に対して前向きに取り付けた状態で、前方目標だけ
でなく後方目標への対処をも可能にしたものである。ま
た、誘導飛しょう体が母機に搭載された状態における母
機の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や鳥な
どの衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシール
が破れる等の危険から推進装置を保護し、さらに発射直
後に、誘導飛しょう体から放出された高温高圧のブラス
トが母機に当たる危険を避けることを目的としたもので
ある。
方向に対して前向きに取り付けた状態で、前方目標だけ
でなく後方目標への対処をも可能にしたものである。ま
た、誘導飛しょう体が母機に搭載された状態における母
機の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や鳥な
どの衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシール
が破れる等の危険から推進装置を保護し、さらに発射直
後に、誘導飛しょう体から放出された高温高圧のブラス
トが母機に当たる危険を避けることを目的としたもので
ある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】第１の発明の誘導飛しょ
う体用ランチャは、搭載される航空機の後方に向けて発
射可能な誘導飛しょう体用のランチャにおいて、ランチ
ャの下部に設けられ、上記誘導飛しょう体を吊り下げる
ためのハンガと、上記ハンガに設けられ、発射時に上記
誘導飛しょう体の前部を航空機の下方に押し下げるよう
に駆動する第１のエジェクタと、上記ハンガにおける上
記第1のエジェクタから離間した位置に設けられ、上記
誘導飛しょう体の後部を航空機の下方に押し下げるよう
に駆動する第２のエジェクタと、上記第１のエジェクタ
および上記第２のエジェクタを駆動させるアクチュエー
タと、ランチャの後端部に設けられ、上記誘導飛しょう
体の後端部に連結されて、発射時に上記誘導飛しょう体
をピッチ方向に回転させるための回転機構と、上記誘導
飛しょう体の回転角度を検出するための角度検出器とを
備えたものである。
う体用ランチャは、搭載される航空機の後方に向けて発
射可能な誘導飛しょう体用のランチャにおいて、ランチ
ャの下部に設けられ、上記誘導飛しょう体を吊り下げる
ためのハンガと、上記ハンガに設けられ、発射時に上記
誘導飛しょう体の前部を航空機の下方に押し下げるよう
に駆動する第１のエジェクタと、上記ハンガにおける上
記第1のエジェクタから離間した位置に設けられ、上記
誘導飛しょう体の後部を航空機の下方に押し下げるよう
に駆動する第２のエジェクタと、上記第１のエジェクタ
および上記第２のエジェクタを駆動させるアクチュエー
タと、ランチャの後端部に設けられ、上記誘導飛しょう
体の後端部に連結されて、発射時に上記誘導飛しょう体
をピッチ方向に回転させるための回転機構と、上記誘導
飛しょう体の回転角度を検出するための角度検出器とを
備えたものである。
【０００８】また、第２の発明の誘導飛しょう体用ラン
チャは、上記エジェクタの先端に取り付けられ、上記誘
導飛しょう体の横揺れを抑えるためのホルダを備えたも
のである。
チャは、上記エジェクタの先端に取り付けられ、上記誘
導飛しょう体の横揺れを抑えるためのホルダを備えたも
のである。
【０００９】また、第３の発明の誘導飛しょう体用ラン
チャは、上記ホルダの内側に貼り付けられ、上記誘導飛
しょう体が受ける衝撃力を緩和するための緩衝材を備え
たものである。
チャは、上記ホルダの内側に貼り付けられ、上記誘導飛
しょう体が受ける衝撃力を緩和するための緩衝材を備え
たものである。
【００１０】また、第４の発明の誘導飛しょう体用ラン
チャは、上記ランチャは高圧気体源を備え、上記第１、
第２のエジェクタは、上記高圧気体源の気体を導くため
の高圧配管と上記高圧配管の先端に取り付けられ気体を
放出するためのオリフィスとを有したものである。
チャは、上記ランチャは高圧気体源を備え、上記第１、
第２のエジェクタは、上記高圧気体源の気体を導くため
の高圧配管と上記高圧配管の先端に取り付けられ気体を
放出するためのオリフィスとを有したものである。
【００１１】
【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を示す図であり、図１（ａ）は母機１の後
方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況を
示す図であり、、、、、、は発射後の誘導
飛しょう体３の状態の変化を時系列で示している。図１
（b）は誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図１
（c）は誘導飛しょう体が母機から投下されている状態
を示す。図において１は母機、２はランチャ、３は誘導
飛しょう体、４は推進装置、５は誘導飛しょう体をラン
チャに吊り下げるためのフック、６は推進装置のノズ
ル、７は発射時に誘導飛しょう体前部を母機の下方に押
し下げるためのエジェクタＦ、８は発射時に誘導飛しょ
う体後部を母機の下方に押し下げるためのエジェクタ
Ａ、９はエジェクタＦとエジェクタＡの構成品であるア
ーム、１０はランチャの後端部に取り付けられ、誘導飛
しょう体の後端部に連結されて、発射時に誘導飛しょう
体をピッチ方向に回転させるための回転機構、１１は推
進装置からのブラストを偏向板に当てるなどして偏向さ
せ、機軸垂直方向への推進力を与えることにより誘導飛
しょう体を旋回させるための推力偏向装置、１２はハン
ガ、１９は推進装置から噴出されたブラスト、２０はエ
ジェクタＦとエジェクタＡの構成品であるジョイント、
２１は誘導飛しょう体の回転角度を検出するための角度
検出器、２２はエジェクタＦとエジェクタＡを駆動させ
るためのアクチュエータを示す。
実施の形態１を示す図であり、図１（ａ）は母機１の後
方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況を
示す図であり、、、、、、は発射後の誘導
飛しょう体３の状態の変化を時系列で示している。図１
（b）は誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図１
（c）は誘導飛しょう体が母機から投下されている状態
を示す。図において１は母機、２はランチャ、３は誘導
飛しょう体、４は推進装置、５は誘導飛しょう体をラン
チャに吊り下げるためのフック、６は推進装置のノズ
ル、７は発射時に誘導飛しょう体前部を母機の下方に押
し下げるためのエジェクタＦ、８は発射時に誘導飛しょ
う体後部を母機の下方に押し下げるためのエジェクタ
Ａ、９はエジェクタＦとエジェクタＡの構成品であるア
ーム、１０はランチャの後端部に取り付けられ、誘導飛
しょう体の後端部に連結されて、発射時に誘導飛しょう
体をピッチ方向に回転させるための回転機構、１１は推
進装置からのブラストを偏向板に当てるなどして偏向さ
せ、機軸垂直方向への推進力を与えることにより誘導飛
しょう体を旋回させるための推力偏向装置、１２はハン
ガ、１９は推進装置から噴出されたブラスト、２０はエ
ジェクタＦとエジェクタＡの構成品であるジョイント、
２１は誘導飛しょう体の回転角度を検出するための角度
検出器、２２はエジェクタＦとエジェクタＡを駆動させ
るためのアクチュエータを示す。
【００１２】この実施の形態のランチャ２はこのように
構成され、母機から発射指令を受けたランチャ２が、誘
導飛しょう体３上部のフック５を吊り下げているハンガ
１２のロックを外すことにより、誘導飛しょう体３は回
転機構１０に後端部を連結された状態で、母機の下方に
向かってピッチ方向に回転し始める（からの状
態）。この時アクチュエータ２２を駆動させて、図１
（b）の状態に折り畳まれていたアーム９を伸展させる
ことにより誘導飛しょう体３を図１（c）の状態に強制
的に押し下げる。安全上かつ目標対処上最適な角度まで
誘導飛しょう体３が回転した時点でアーム９および回転
機構１０のロックが外れ、誘導飛しょう体３は母機１か
ら投下され落下し始める（からの状態）。目標対処
上最適な角度とは、母機１に対する目標の相対位置、運
動状態に対応して、誘導飛しょう体を最短軌跡で目標に
到達するように最適化された角度である。その後、誘導
飛しょう体３が安全上母機１から十分離れ、かつ目標対
処上最適な時点で推進装置４に点火し、推力偏向装置１
１を用いて誘導飛しょう体３を後方目標に向けて旋回さ
せ（からの状態）、空力操舵制御により飛しょうさ
せる（の状態）。
構成され、母機から発射指令を受けたランチャ２が、誘
導飛しょう体３上部のフック５を吊り下げているハンガ
１２のロックを外すことにより、誘導飛しょう体３は回
転機構１０に後端部を連結された状態で、母機の下方に
向かってピッチ方向に回転し始める（からの状
態）。この時アクチュエータ２２を駆動させて、図１
（b）の状態に折り畳まれていたアーム９を伸展させる
ことにより誘導飛しょう体３を図１（c）の状態に強制
的に押し下げる。安全上かつ目標対処上最適な角度まで
誘導飛しょう体３が回転した時点でアーム９および回転
機構１０のロックが外れ、誘導飛しょう体３は母機１か
ら投下され落下し始める（からの状態）。目標対処
上最適な角度とは、母機１に対する目標の相対位置、運
動状態に対応して、誘導飛しょう体を最短軌跡で目標に
到達するように最適化された角度である。その後、誘導
飛しょう体３が安全上母機１から十分離れ、かつ目標対
処上最適な時点で推進装置４に点火し、推力偏向装置１
１を用いて誘導飛しょう体３を後方目標に向けて旋回さ
せ（からの状態）、空力操舵制御により飛しょうさ
せる（の状態）。
【００１３】この実施の形態においては、誘導飛しょう
体３を母機１の進行方向に対して前向きに取り付けた状
態で、前方目標と後方目標の両方への対処が可能であ
る。また誘導飛しょう体３が母機１に搭載された状態で
は空力抵抗の大きい推進装置４のノズル６面が飛行方向
に正対していないため、母機１の空力抵抗を低減させる
ことができる。また、同時に推進装置４のノズル６を、
大気中の氷や鳥などの衝突から防ぎ、推進装置４内部の
気密性を保つことができる。
体３を母機１の進行方向に対して前向きに取り付けた状
態で、前方目標と後方目標の両方への対処が可能であ
る。また誘導飛しょう体３が母機１に搭載された状態で
は空力抵抗の大きい推進装置４のノズル６面が飛行方向
に正対していないため、母機１の空力抵抗を低減させる
ことができる。また、同時に推進装置４のノズル６を、
大気中の氷や鳥などの衝突から防ぎ、推進装置４内部の
気密性を保つことができる。
【００１４】また、エジェクタＦ７とエジェクタＡ８を
用いて、発射時の母機１の運動状態に対応して、安全上
かつ目標対処上必要な回転角度まで誘導飛しょう体３を
押し下げた後に投下するので、誘導飛しょう体３が静安
定性を失って母機１に衝突するという危険を避けること
ができる。すなわち母機１の飛行条件に対して発射制限
を設けることなく、誘導飛しょう体３を発射することが
できる。
用いて、発射時の母機１の運動状態に対応して、安全上
かつ目標対処上必要な回転角度まで誘導飛しょう体３を
押し下げた後に投下するので、誘導飛しょう体３が静安
定性を失って母機１に衝突するという危険を避けること
ができる。すなわち母機１の飛行条件に対して発射制限
を設けることなく、誘導飛しょう体３を発射することが
できる。
【００１５】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２を示す図であり、図２（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図２（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図２（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１３はエジェクタ先端に取り付けたホルダを
示す。その他の構成は実施の形態１と同様である。
態２を示す図であり、図２（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図２（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図２（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１３はエジェクタ先端に取り付けたホルダを
示す。その他の構成は実施の形態１と同様である。
【００１６】この実施の形態においては、エジェクタＦ
７とエジェクタＡ８の先端に誘導飛しょう体３の胴体形
状に合せた半円状のホルダ１３を備えている。これによ
って母機１搭載時の誘導飛しょう体３の横揺れを抑える
とともに、母機１から投下する時に横風等の外乱を受け
ても、誘導飛しょう体３を保持しながら安定した状態で
投下することができる。
７とエジェクタＡ８の先端に誘導飛しょう体３の胴体形
状に合せた半円状のホルダ１３を備えている。これによ
って母機１搭載時の誘導飛しょう体３の横揺れを抑える
とともに、母機１から投下する時に横風等の外乱を受け
ても、誘導飛しょう体３を保持しながら安定した状態で
投下することができる。
【００１７】実施の形態３．図３はこの発明の実施の形
態３を示す図であり、図３（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図３（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図３（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１４はホルダの内側に貼り付けられた緩衝材
を示す。その他の構成は実施の形態２と同様である。
態３を示す図であり、図３（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図３（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図３（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１４はホルダの内側に貼り付けられた緩衝材
を示す。その他の構成は実施の形態２と同様である。
【００１８】この実施の形態においては、ホルダ１３の
内側に衝撃力などを緩和するための緩衝材を貼り付けて
いる。これによって母機１搭載中の振動、衝撃等によっ
て誘導飛しょう体３の機器が破損することを防いでい
る。
内側に衝撃力などを緩和するための緩衝材を貼り付けて
いる。これによって母機１搭載中の振動、衝撃等によっ
て誘導飛しょう体３の機器が破損することを防いでい
る。
【００１９】実施の形態４．図４はこの発明の実施の形
態４を示す図であり、図４（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図４（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図４（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１５はランチャ２内部に設けられた高圧気体
源、１６はエジェクタＦ内部、及びエジェクタＡ内部に
設けられ、高圧気体源１５の気体を導くための高圧配
管、１７は高圧配管１６の先端に取り付けられ、気体を
放出するためのオリフィス、１８はオリフィス１７から
噴出されたガスを示す。その他の構成はアーム９、ジョ
イント２０、アクチュエータ２２を除き、実施の形態３
と同様である。
態４を示す図であり、図４（ａ）は母機１の後方に向か
って発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図で
あり、、、、、、は発射後の誘導飛しょう
体３の状態の変化を時系列で示している。図４（b）は
誘導飛しょう体が母機に搭載された状態、図４（c）は
誘導飛しょう体が母機から投下されている状態を示す。
図において１５はランチャ２内部に設けられた高圧気体
源、１６はエジェクタＦ内部、及びエジェクタＡ内部に
設けられ、高圧気体源１５の気体を導くための高圧配
管、１７は高圧配管１６の先端に取り付けられ、気体を
放出するためのオリフィス、１８はオリフィス１７から
噴出されたガスを示す。その他の構成はアーム９、ジョ
イント２０、アクチュエータ２２を除き、実施の形態３
と同様である。
【００２０】この実施の形態においては、ランチャ２内
部に高圧気体源１５を設け、その気体を導くための高圧
配管１６と、高圧配管１６の先端に取り付けられたオリ
フィス１７を備えている。これによって可動機構の代り
に、ガス１８の噴出力を用いて誘導飛しょう体３を押し
下げるので、可動機構分の重量増加がなく、作動に対す
る信頼性も高い。
部に高圧気体源１５を設け、その気体を導くための高圧
配管１６と、高圧配管１６の先端に取り付けられたオリ
フィス１７を備えている。これによって可動機構の代り
に、ガス１８の噴出力を用いて誘導飛しょう体３を押し
下げるので、可動機構分の重量増加がなく、作動に対す
る信頼性も高い。
【００２１】
【発明の効果】第１の発明によれば、誘導飛しょう体を
母機の進行方向に対して前向きに取り付けた状態で、前
方目標と後方目標の両方への対処が可能である。また、
これによって誘導飛しょう体が母機に搭載された状態に
おける母機の空力抵抗を低減させることができ、大気中
の氷や鳥などの衝突により推進装置のノズル内部のウエ
ザーシールが破れる等の危険から推進装置を保護するこ
とができる。さらに、発射時の母機の運動状態に対応し
て安全上かつ目標対処上必要な回転角度まで誘導飛しょ
う体を押し下げた後に投下できるので、母機への安全性
を確保することができる。
母機の進行方向に対して前向きに取り付けた状態で、前
方目標と後方目標の両方への対処が可能である。また、
これによって誘導飛しょう体が母機に搭載された状態に
おける母機の空力抵抗を低減させることができ、大気中
の氷や鳥などの衝突により推進装置のノズル内部のウエ
ザーシールが破れる等の危険から推進装置を保護するこ
とができる。さらに、発射時の母機の運動状態に対応し
て安全上かつ目標対処上必要な回転角度まで誘導飛しょ
う体を押し下げた後に投下できるので、母機への安全性
を確保することができる。
【００２２】第２の発明によれば、機搭載時の誘導飛し
ょう体の横揺れを抑えるとともに、母機から投下する時
に横風等の外乱を受けても、誘導飛しょう体を保持しな
がら安定した状態で投下することができる。
ょう体の横揺れを抑えるとともに、母機から投下する時
に横風等の外乱を受けても、誘導飛しょう体を保持しな
がら安定した状態で投下することができる。
【００２３】第３の発明によれば、上記ホルダの内側に
緩衝材を貼り付けているため、母機搭載時の振動、衝撃
等に対して誘導飛しょう体の機器を保護することができ
る。。
緩衝材を貼り付けているため、母機搭載時の振動、衝撃
等に対して誘導飛しょう体の機器を保護することができ
る。。
【００２４】第４の発明によれば、ガスの噴出力を用い
て誘導飛しょう体を押し下げるので、可動機構分の重量
増加がなく、作動に対する信頼性も高い。
て誘導飛しょう体を押し下げるので、可動機構分の重量
増加がなく、作動に対する信頼性も高い。
【図１】 この発明の実施の形態１による誘導飛しょう
体用ランチャを示す図である。
体用ランチャを示す図である。
【図２】 この発明の実施の形態２による誘導飛しょう
体用ランチャを示す図である。
体用ランチャを示す図である。
【図３】 この発明の実施の形態３による誘導飛しょう
体用ランチャを示す図である。
体用ランチャを示す図である。
【図４】 この発明の実施の形態４による誘導飛しょう
体用ランチャを示す図である。
体用ランチャを示す図である。
【図５】 従来の誘導飛しょう体の運用を示す図であ
る。
る。
１ 母機 ２ ランチャ ３ 誘導飛しょう体 ４ 推進装置 ５ フック ６ ノズル ７ エジェクタＦ ８ エジェクタＡ ９ アーム １０ 回転機構 １１ 推力偏向装置 １２ ハンガ １３ ホルダ １４ 緩衝材 １５ 高圧気体源 １６ 高圧配管 １７ オリフィス １８ ガス流 １９ ブラスト ２０ ジョイント ２１ 角度検出器 ２２ アクチュエータ
Claims (4)
- 【請求項１】 搭載される航空機の後方に向けて発射可
能な誘導飛しょう体用のランチャにおいて、ランチャの
下部に設けられ、上記誘導飛しょう体を吊り下げるため
のハンガと、上記ハンガに設けられ、発射時に上記誘導
飛しょう体の前部を航空機の下方に押し下げるように駆
動する第１のエジェクタと、上記ハンガにおける上記第
1のエジェクタから離間した位置に設けられ、上記誘導
飛しょう体の後部を航空機の下方に押し下げるように駆
動する第２のエジェクタと、上記第１のエジェクタおよ
び上記第２のエジェクタを駆動させるアクチュエータ
と、ランチャの後端部に設けられ、上記誘導飛しょう体
の後端部に連結されて、発射時に上記誘導飛しょう体を
ピッチ方向に回転させるための回転機構と、上記誘導飛
しょう体の回転角度を検出するための角度検出器とを備
えたことを特徴とする誘導飛しょう体用ランチャ。 - 【請求項２】 上記エジェクタの先端に取り付けられ、
上記誘導飛しょう体の横揺れを抑えるためのホルダを備
えたことを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体用
ランチャ。 - 【請求項３】 上記ホルダの内側に貼り付けられ、上記
誘導飛しょう体が受ける衝撃力を緩和するための緩衝材
を備えたことを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう
体用ランチャ。 - 【請求項４】 上記ランチャは高圧気体源を備え、上記
第１、第２のエジェクタは、上記高圧気体源の気体を導
くための高圧配管と上記高圧配管の先端に取り付けられ
気体を放出するためのオリフィスとを有したことを特徴
とする請求項１記載の誘導飛しょう体用ランチャ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001033818A JP2002236000A (ja) | 2001-02-09 | 2001-02-09 | 誘導飛しょう体用ランチャ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001033818A JP2002236000A (ja) | 2001-02-09 | 2001-02-09 | 誘導飛しょう体用ランチャ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002236000A true JP2002236000A (ja) | 2002-08-23 |
Family
ID=18897510
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001033818A Pending JP2002236000A (ja) | 2001-02-09 | 2001-02-09 | 誘導飛しょう体用ランチャ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002236000A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107239630A (zh) * | 2017-06-16 | 2017-10-10 | 北京强度环境研究所 | 一种用于机载外挂件振动试验的支撑系统及其设计方法 |
| CN112124595A (zh) * | 2020-08-27 | 2020-12-25 | 彩虹无人机科技有限公司 | 一种无人机发射装置用锁制器 |
-
2001
- 2001-02-09 JP JP2001033818A patent/JP2002236000A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107239630A (zh) * | 2017-06-16 | 2017-10-10 | 北京强度环境研究所 | 一种用于机载外挂件振动试验的支撑系统及其设计方法 |
| CN107239630B (zh) * | 2017-06-16 | 2020-12-01 | 北京强度环境研究所 | 一种用于机载外挂件振动试验的支撑系统及其设计方法 |
| CN112124595A (zh) * | 2020-08-27 | 2020-12-25 | 彩虹无人机科技有限公司 | 一种无人机发射装置用锁制器 |
| CN112124595B (zh) * | 2020-08-27 | 2022-07-29 | 彩虹无人机科技有限公司 | 一种无人机发射装置用锁制器 |
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