JP2007198734A

JP2007198734A - 飛翔体

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Publication number: JP2007198734A
Application number: JP2007122050A
Authority: JP
Inventors: Daisuke Kino; 大輔木野; Susumu Takahashi; 勧高橋
Original assignee: Fujitsu Ltd
Current assignee: Fujitsu Ltd
Priority date: 2007-05-07
Filing date: 2007-05-07
Publication date: 2007-08-09
Anticipated expiration: 2019-06-04
Also published as: JP4524297B2

Abstract

【課題】飛翔安定性に優れる飛翔体を提供する。
【解決手段】飛翔体１０のほぼ円筒状の飛翔体本体１２の後部に複数枚の安定翼１４がヒンジ構造１６によって放射状に取り付けられている。そして、飛翔体１０が航空機に搭載されている間は安定翼１４を折り畳んで後述する容器に収容しておき、航空機から射出されると安定翼１４が放射状に展開する構造とされている。飛翔体本体１２の軸方向ほぼ中央位置において段差部１２ａが設けられ、飛翔体本体の前部１２ｂが後部１２ｃよりも大きな径に形成されている。電力制御用回路３４の前端部にはバランサー２６が取り付けてある。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機から射出される飛翔体に関し、一層詳細には、飛翔体はほぼ円筒形状であって胴体外周後方に飛行姿勢を安定にするための折り畳み展開構造の安定翼を有するとともに飛翔体内には電波を送受するアンテナと、電源と、制御用電子回路とが備えられ、航空機に搭載されている間は飛翔体を射出する射出手段とともに航空機に設けられた容器に飛翔体の外周面を沿わせて収容される飛翔体に関する。

航空機が電波誘導方式のミサイルによって攻撃された場合の防御手段として、従来、チャフと呼ばれるアルミ箔状のものを空中に散布してミサイルから放射される電波をこのチャフで反射して航空機に代わる囮とすることが行なわれている。

しかしながら、チャフは、単純にレーダー反射波で誘導されるミサイルに対しては有効であるが、高速に移動する目標物をドップラ周波数を測定して追尾して飛翔するミサイルに対しては効果がないという問題点がある。

これに対して、航空機から囮としての飛翔体を射出し、この飛翔体がミサイルの放射電波の反射波に相当する電波を放射する機構のものも採用されている。

この飛翔体の飛行姿勢を安定させるために、通常、飛翔体の胴体後部に複数枚の安定翼が取り付けられる。安定翼の取り付け形式には、胴体後部に放射状に固定する形式と、飛翔体が航空機に搭載されている間は例えば胴体外周面に沿わせて折り畳んで容器に収容する形式等がある。

前者の安定翼を胴体後部に放射状に固定する形式の場合、航空機の内部に広い格納空間が必要であり搭載効率が良くない。一方、後者の安定翼を折り畳んで容器に収容する形式の場合、通常、安定翼の折り畳み展開機構を別途容器内に装備する必要があり、容器が大型化し、このために広い容器の格納空間が必要であり、やはりこの場合においても、搭載効率が良くない。

本出願人は、上記の不具合を解消し、安定翼の折り畳み展開の機構を簡単かつ小型化できるとともに展開した安定翼の固定を強固にして飛翔体の発射姿勢の自由度を高めることのできる飛翔体の安定翼折り畳み展開構造を既に提案している。

特開平６−７４６９６公報に示す上記飛翔体１は、図１２に示すように、飛翔体１の円筒状の胴体２の後部に複数枚の安定翼３が放射状に取り付けられている。そして、飛翔体１が航空機に搭載されている間は破線で示すように安定翼３を折り畳んでおき、航空機から射出されると実線で示すように安定翼３が放射状に展開する構造とされている。

その具体的な安定翼３の取り付け構造は、胴体２の後部の外周面、例えば、角筒状に形成された各頂点部に胴体中心軸に平行なヒンジ軸４を有するヒンジ結合とされ、そのヒンジ軸４で結合される前後２箇所の胴体側ヒンジ５ａおよび安定翼側ヒンジ５ｂ（図１３参照）の互いに接する端面形状はヒンジ回転面に対して例えば４５度の角度で傾斜する斜面状に形成されるとともに、ヒンジ軸４と同軸上に前部の胴体側ヒンジ５ａと後部の安定翼側ヒンジ５ｂとの間に配置され安定翼側ヒンジ５ｂを胴体側ヒンジ５ａに向けて常時付勢する例えば圧縮スプリング７を設けて取り付けられている。ここで、参照符号９は火薬室およびピストン等から構成される飛翔体を射出する射出手段を示す。

これにより、飛翔体１が航空機に搭載されている間は図１３に示すように安定翼３を折り畳んでカートリッジ（容器）８に収容しておき、航空機から発射された後には胴体２の外周面から放射状に展開し固定することができる。

しかしながら、上記の飛翔体１の場合、飛翔体１の円筒状の胴体２の後部の外周面にヒンジ結合を介して安定翼３を取り付ける構造であるため、安定翼３およびヒンジ結合の外周面がカートリッジ８の内周面と接するようにしてカートリッジ８に収容した状態において、安定翼３およびヒンジ結合の部分の空間容積を確保するために胴体２の径をカートリッジ８の内径よりも小さくする必要があり、したがって，胴体２の前部とカートリッジ８との間に隙間を生じる不具合がある（図１３参照）。

すなわち、胴体２の前部の外径をカートリッジ８の内径に近い寸法まで大きくすることができないため、胴体２の前部のアンテナ６や電子回路等（図示せず。）の実装空間容積が小さくなり、アンテナ６や電子回路等を胴体２の軸方向に長尺に設ける必要がある。このため、飛翔体１の重心を前方位置に設けることができず、また、荷重が重心を中心に胴体２の軸方向に分散されて慣性モーメントの大きな状態となり、飛翔安定性をより向上させようとする場合の障害となる。ここで、飛翔安定性とは、航空機から垂直に下方に向けて発射された飛翔体１が飛行姿勢を気流に対向する水平方向に変えて気流に乗った安定した飛翔姿勢（風見安定）を示すことをいう。

本発明は上記した本出願人の提案した飛翔体をさらに改良するためになされたものであり、飛翔体の重心を前方位置に設けることができ、また、荷重が重心を中心に胴体の軸方向に集中されて慣性モーメントの小さな状態となり、したがって、飛翔安定性に優れる飛翔体を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明は、航空機に搭載されている間は、該航空機に設けられた容器に射出手段とともに収容され、該射出手段によって、該航空機から射出される飛翔体において、
飛翔体本体は、前部の径が後部の径より大きい段差円筒形状に形成され、該飛翔体本体の前部は、前記容器との間に隙間をほとんど有しないで前記容器内に収まる大きさであり、後部には航空磯に搭載されている間はヒンジ構造によって折り畳まれるとともに航空機から射出されると付勢部材によって付勢されて放射状に展開する構造の安定翼を有し、
該飛翔体本体内には電波を送受するアンテナと、電子回路と、電力を電子回路に出力する電源と、バランサーが備えられ、
前記バランサーにより、前記飛翔体の重心が前方に位置するように構成したことを特徴とする。

飛翔体の外形よりわずかに大きな寸法に形成された容器に安定翼を折り畳んで収容する際に、飛翔体本体の前部が後部よりも大きな径に形成されているため、この飛翔体本体の前部に電子回路等を円筒の軸方向に短尺形状に設けることによって飛翔体の重心を前方位置に設けることができ、また、荷重が重心を中心に円筒の軸方向に集中されて慣性モーメントの小さな状態となり、したがって、飛翔安定性に優れる飛翔体を得ることができる。また、バランサーの存在によって飛翔体の重心が前方に位置するようになり、この構成によっても、飛翔安定性に優れる飛翔体を得ることができる。

以下、本発明に係る飛翔体の好適な実施の形態（以下、本実施の形態例という。）について、図を参照して、以下に説明する。

まず、本実施の形態例に係る飛翔体として、アンテナを前方に備えた前方用飛翔体について、図１に安定翼を広げた状態を示し、図２に安定翼を折り畳んだ状態を示し、図３にこの前方用飛翔体を容器に収容した状態を示す。

前方用飛翔体（以下、特に断らない限り単に飛翔体という。）１０の外観形状は、基本的には前記した従来の飛翔体１とほぼ同様である。すなわち、飛翔体１０のほぼ円筒状の飛翔体本体（胴体）１２の後部に複数枚の安定翼１４がヒンジ構造（ヒンジ結合）１６によって放射状に取り付けられている。そして、飛翔体１０が航空機に搭載されている間は図２に示すように安定翼１４を折り畳んで後述する容器に収容しておき、航空機から射出されると図１に示すように安定翼１４が放射状に展開する構造とされている。ここで、参照符号１８は、比重量の大きなタングステン材料からなるアンテナを示す。

飛翔体１０の外観が従来の飛翔体１と異なるのは、ほぼ円筒形状の飛翔体本体１２の軸方向ほぼ中央位置において段差部１２ａが設けられ、飛翔体本体の前部１２ｂの径Ｄ１が後部１２ｃの径Ｄ２よりも大きく形成されている点である（図２参照）。

したがって、図３に示すように、航空機に搭載される間、直方体状の容器２０に収容された状態において、飛翔体本体１２の前部１２ｂの径は容器２０の内周の径とほぼ同一とされており、飛翔体本体１２の前部１２ｂと容器２０との間には従来の飛翔体１の場合のような隙間はほとんどない。すなわち、従来の飛翔体１の場合前記したように円筒状の胴体２の後部の外周面に安定翼３を取り付けた構造であるため、安定翼３を収容するための格別の空間部が必要となり、径が一定のカートリッジ（容器）８に収容する場合、胴体２の前部とカートリッジ８の内周面との間に隙間を生じていたが、本発明の飛翔体１０の場合、飛翔体本体１２の後部１２ｃは縮径されており、この縮径されて確保した空間部に安定翼１４が収容されるため、同一寸法の容器２０に飛翔体１、１０が収容される場合において、本発明のものは従来のものより飛翔体本体１２の前部１２ｂの径を大きく形成することができる。これにより、一定の空間容積を必要とするアンテナ１８が従来のアンテナ６に比べて飛翔体１０の長さ方向に短尺に設けられるとともに、後述する電子回路等についても従来のものに比べて飛翔体の長さ方向に短尺に形成して容器に収容することができる。

なお、図３中、参照符号２２は、従来のものと同じ火薬室およびピストン等から構成される飛翔体を射出する射出手段を示す。

つぎに、飛翔体１０の組立構造を説明する。

図４に示す飛翔体１０の分解斜視図において、飛翔体１０は、上記した安定翼１４を有する飛翔体本体１２およびアンテナ１８を有するとともに、飛翔体１０の後端部には重心位置を微調整するためのバランサー２４が設けられ、さらに飛翔体本体１２の内部にもバランサー２６が設けられる。飛翔体本体１２の内部には、以下の電子回路等が収容される。

外形が円筒状に形成される熱電池２８には所定の信号を受けて通電されて発熱するヒータと、ヒータの発熱によって発電し電力を各電子回路に出力する電源とが内蔵されている（図示せず。）。円筒状の鉄心に巻回される遅延線３０は遅延増幅出力を所定の送信周期で発射するためのものである。

電子回路は、送受する電波を制御する電波制御用回路３２と熱電池２８から供給される電力を制御して電波制御用回路３２に出力するための電力制御用回路３４とから構成される。電波制御用回路３２は送信用電子回路３２ａと変調用電子回路３２ｂと受信用電子回路３２ｃとが積層されて一体化した構成とされており、それぞれアルミニウム材料から形成される。

ここで、電力制御用回路３４の詳細について図５を参照して説明する。

電力制御用回路３４はフレキシブル基板（以下、単に基板という。）３６と基板３６に実装される電子部品３８とから略構成される（図５（ａ））。基板３６にはほぼ中央に折り曲げ部４０が設けられており、折り曲げ部４０の両端には折り曲げ方向と直交する方向に沿って、例えば、アール状の切り欠き部４１が形成されている。基板３６の裏面（電子部品３８実装面と反対側の面）には折り曲げ部４０の個所を除いて２枚の例えばアルミニウム等からなる金属板４２が貼付されている。なお、参照符号４４は、後述する外部信号接続用端子を示す。

基板３６に電子部品３８を実装した後（図５（ｂ））、電子部品３８搭載面を外側に向けて折り曲げ部４０で基板３６が折り曲げられ、金属板４２がエポキシ樹脂等を用いて接合されて電力制御用回路３４が完成する。なお、電子部品３８はワイヤボンディングまたはリフローはんだ付け等により基板３６のパターンに配線される。また、防湿対策として樹脂コーティングが施される。

上記のように構成される電力制御用回路３４は、樹脂コーティングが施されて容易に防湿性が確保されているため防湿を目的としてモジュールケースを設ける必要がなく、また、完成状態において基板３６の両面に電子部品３８が実装されており実装効率が高いため、大きな空間容積を必要としない。また、基板３６の裏面に金属板４２が貼付されているため、高密度に実装された電子部品３８から発生する熱は金属板４２を介して容易に放熱されるとともに、金属板４２によって電力制御用回路３４の剛性が確保される。なお、高密度実装するために基板の両面に電子部品を実装することは一般的にも行なわれるが、この場合、片面を高温はんだで実装した後、他の片面を低温はんだで実装すると両面で許容温度別に電子部品を配置することになるため実装密度が必ずしも向上しないという不具合があり、また、この不具合を避ける為に電子部品を冶具で固定した状態で一度にはんだ付けするとやはり実装密度が必ずしも向上しにくいという不具合がある。

また、本発明においては、折り曲げ部４０にアール状の切り欠き部４１が形成されているため、容易に基板３６を折り曲げることができる。なお、フレキシブル基板３６に本発明の折り曲げ部４０を設けることなくそのまま折り曲げることも可能であるが、この場合は、折り曲げる際の曲率が小さいと折り曲げにくく、また、この折り曲げにくさを解消するためにフレキシブル基板３６の厚みを薄くするとフレキシブル基板３６に形成するパターンの厚みやパターン数が制限され実装密度を高くすることができないという不具合がある。

ここで、折り曲げ部４０にアール状の切り欠き部４２を形成するかわりに、図６に示すように折り曲げ部４０に折り癖４６を形成し、あるいは、図７に示すように折り曲げ方向に沿ってスリット４８を形成することによっても、容易に基板３６を折り曲げることができる。

飛翔体１０を組み立てるときは、まず、電波制御用回路３２にケーブルアッセンブリ５０を取り付けた後、電波制御用回路３２の上面に電力制御用回路３４を配置し、さらに電波制御用回路３２の前後端部を取り付け部材５２で挟んだ状態で、電力制御用回路３４と取り付け部材５２とをネジ５４で止めて固着する。このとき前端部には上記したバランサー２６が取り付けられる。

ついで、電波制御用回路３２および電力制御用回路３４を遅延線３０で外嵌した後、遅延線３０の後端部に熱電池２８を取り付ける。そして一体化されたこれらの構成部品を飛翔体本体１２の内部に収容した後、飛翔体本体１２の前方にアンテナ１８を取り付け、後端部にバランサー２４を取り付けることにより、飛翔体１０が完成する。

ここで、電力制御用回路３４についてさらに説明する。

電力制御用回路３４を構成するプリント基板３６の端部には先に図５に示したように外部信号接続用端子４４が設けられており、この外部信号接続用端子４４は銅箔から形成される。外部信号接続用端子４４の設けられたプリント基板３６の分岐した複数の端部は、図８に示すように、飛翔体本体１２の内周面に沿って円筒状に折り曲げられている。そして、外部信号接続用端子４４の先端は飛翔体本体１２の開放端を覆うように外側に折り曲げられ、平面部４４ａが形成される。

従来、この信号のインターフェースはアンビュリカルコネクタ等で行なっており飛翔体射出の際は、ケーブルを切断し、アンビュリカルコネクタ等を分離することにより行なっていた。しかしながら、この場合、ケーブルやアンビュリカルコネクタ等がアンテナ周囲に残ってしまい、飛翔体の飛翔安定性に支障を与えることがあり、また、アンテナからの電波の放射に支障を与えることがあった。本発明の場合、図３に示すように、外部信号接続用端子４４は折り曲げられて飛翔体本体１２の外周面に固着されており、またその平面部４４ａが外部電極を構成する射出手段２２のピストン２２ａに面接触するため、外部信号接続用端子４４が飛翔体１０の飛翔安定性に影響することがなく、また、飛翔体１０を容器に収容した状態においては図示しない外部電極と確実に通電可能であり、また、飛翔体１０が射出された状態においては通電が断たれるとともに外部信号接続用端子４４がアンテナ１８の周囲を覆うことがないためアンテナ１８からの電波の放射に支障を与えることがない。

上記の各構成部品が収容された飛翔体１０の内部構造の概略を図８および図９に示す。

前記したように飛翔体１０の長さ方向（軸方向、図８中左右方向）と直交する方向（径方向、例えば図８中上下方向）の飛翔体本体１２の径は前部１２ｂが後部１２ｃよりも大きく形成されており、したがって電波制御用回路３２および電力制御用回路３４から構成される電子回路は、この径方向に電子部品の実装空間部を大きく確保されるため、飛翔体１０の長さ方向には短尺に形成されており、飛翔体本体１２の前部１２ｂにほぼ完全に収容されている。

このため、図１０に模式的に示すように、従来の場合に比べて荷重が重心の近傍に集中されて慣性モーメントの小さな状態となり、したがって、前記したアンテナ１８の短尺化と相俟って重心が飛翔体１０の前方に位置すると共に、電子回路等の各構成部品の荷重が重心近傍に集中した構成とされているため、飛翔体１０は飛翔安定性に優れる。また、アンテナ１８の径が大きく形成されているため、アンテナ性能が良好である。また、電子部品３８は高密度に集積されており使用時の発熱量が大きいが、上記した金属板４２に熱が伝達されるとともに、さらに、金属板４２から金属板４２の両端の取り付け部材５２、５２を介して飛翔体本体１２に熱が伝達されて外部に放熱され、さらにまた、この飛翔体本体１２を介して熱容量の大きなアンテナ１８に熱が伝達され、その後外部に放熱される。なお、説明を省いたが、発熱源となる電子部品３８は金属板４２に直付けされており、良好に放熱される。

つぎに、本実施の形態の変形例として、アンテナを後端部に設けた後方用飛翔体（以下、単に飛翔体という。）６０の分解斜視図を図１１に示す。図１１中、飛翔体６０の各構成要素（構成部品）のうち本実施の形態例の飛翔体１０と同一の構成要素に付いては本実施の形態例と同一の参照符号を付し、その説明は省略する。

後方用の飛翔体６０が前方用の飛翔体１０と異なるのは、アンテナ１８が飛翔体本体１２の後端部に収容される点およびこれに関連して熱電池２８が飛翔体本体１２の前方に配置されるとともに飛翔体本体１２の先端部にバランサー６２を設けることによって飛翔体６０の重心位置を前方に確保している点である。この場合においても、前方用の飛翔体１０の場合と同様に電波制御用回路３２および電力制御用回路３４から構成される電子回路は、飛翔体６０の長さ方向は短尺に形成されており、飛翔体本体１２の前部にほぼ完全に収容されており、飛翔体６０は飛翔安定性に優れる。また、電子回路および熱電池２８については、後方用と前方用とでは単に配置を換えるだけで同一部品を共用することができ、製造コストが軽減される。

本発明に係る飛翔体によれば、航空機から射出される飛翔体であって、飛翔体本体はほぼ円筒に形成され、飛翔体本体の後部には航空機に搭載されている間はヒンジ構造によって折り畳まれるとともに航空機から射出されると付勢部材に付勢されて放射状に展開する構造の安定翼を有し、飛翔体本体内には電波を送受するアンテナと、電源と、電子回路とが備えられ、航空機に搭載されている間は飛翔体を射出する射出手段とともに航空機に設けられた容器に飛翔体本体の外周面を沿わせて収容される飛翔体において、飛翔体本体は前部の径が後部の径より大きい段差円筒形状であるため、飛翔体の外形よりわずかに大きな寸法に形成された容器に安定翼を折り畳んで収容する際に、後部よりも大きな径に形成されている飛翔体本体の前部に電子回路等を円筒の軸方向に短尺形状に設けることによって飛翔体の重心を前方位置に設けることができ、また、荷重が重心を中心に円筒の軸方向に集中されて慣性モーメントの小さな状態となり、したがって、飛翔安定性に優れる飛翔体を得ることができる。

また、本発明に係る飛翔体によれば、電源および電子回路は、飛翔体本体の内周面にほぼ近接するように飛翔体本体の径方向に長尺に形成されるとともに軸方向に短尺に形成されて飛翔体本体の径の大きな前部にほぼ収容され、飛翔体の重心が前方に位置するとともに、重心近傍に荷重が集中するように構成されるため、上記した本発明の効果を好適に奏することができる。

また、本発明に係る飛翔体によれば、アンテナは、所定の空間容積を占め、飛翔体本体の前部の径とほぼ同一になるように飛翔体本体の径方向に長尺に形成されるとともに軸方向に短尺に形成され、飛翔体本体の前部の前方に収容されるため、アンテナを前方に備える前方用の飛翔体において、上記した本発明の効果を一層好適に奏することができる。また、アンテナの径が大きく形成されるため、アンテナ性能が良好である。

また、本発明に係る飛翔体によれば、電子回路は、電源から供給される電力を制御する電力制御用回路を有し、電力制御用回路は、基板と該基板上に搭載される電子部品と基板の裏面に形成される放熱用の金属板とから構成され、基板には折り曲げ部が設けられ、電子部品搭載面を外側に向けて折り曲げ部で基板が折り曲げられて、金属板が接合されるため、必要な空間容積を小さくすることができるとともにさらに基板の両面に電子部品が搭載されて実装効率が高くなることによっても必要な空間容積を小さくすることができ、このため基板を飛翔体の軸方向に短尺に形成され、上記した本発明の効果を好適に奏することができる。また、従来設けていたモジュールケースを設けない分軽量化されるため、例えば、バランサーを飛翔体の先端部に設ける等によって容易に重心位置を前方に設けることができる。

この場合、さらに、飛翔体は金属材料で形成され、金属板の端部は飛翔体に接続されて、飛翔体より外部に放熱可能とされているため、金属板の熱を飛翔体を介して一層効率的に放熱することができる。

この場合、さらにまた、電力制御用回路の折り曲げ部に、折り曲げ方向に沿ったスリット、折り曲げ方向と直交する方向に沿ったアール状の切り欠き部および折り曲げ方向と直交する方向に沿った折り癖のうち少なくともいずれかひとつが形成されるため、折り曲げ部で容易に折り曲げることができる。

また、本発明に係る飛翔体によれば、電気回路に設けられる外部信号接続用端子が飛翔体本体の開放端において飛翔体本体の内周面から外周面に向けて折り曲げられて外周面に外部信号接続用端子の端部が固着され、外部信号接続用端子の折り曲げ部分が平面部を形成し、飛翔体が容器に収容される状態においては平面部が外部信号を供給する外部電極と面接触するとともに飛翔体が射出される際には外部信号接続用端子と該外部電極とが分離されるため、外部信号接続用端子が飛翔体の飛翔安定性に影響することがなく、また、飛翔体を容器に収容した状態においては図示しない外部電極と確実に通電可能であり、また、飛翔体が射出された状態においては通電が断たれるとともに外部信号接続用端子がアンテナの周囲を覆うことがないためアンテナからの電波の放射に支障を与えることがない。

本実施の形態例に係る飛翔体の安定翼を開いた状態を説明するためのものであり、（ａ）は飛翔体の正面図であり、（ｂ）は飛翔体の右側面図である。本実施の形態例に係る飛翔体の安定翼を閉じた状態を説明するためのものであり、（ａ）は飛翔体の正面図であり、（ｂ）は飛翔体の右側面図である。本実施の形態例に係る飛翔体を容器に収容した状態を説明するためのものであり、（ａ）は容器の内部を透視して飛翔体を示した正面図であり、（ｂ）は容器の内部を透視して飛翔体を示した右側面図である。本実施の形態例に係る飛翔体の分解斜視図である。本実施の形態例に係る電力制御用回路を説明するためのものであり、（ａ）はフレキシブル基板を展開した状態を示し、（ｂ）はフレキシブル基板に電子部品を実装した状態を示し、（ｃ）はフレキシブル基板を折り畳んだ状態を示す。図５の電力制御用回路の折り曲げ部の変形例である。図５の電力制御用回路の折り曲げ部の他の変形例である。本実施の形態例に係る飛翔体の飛翔体本体の内部に電子回路等を収容した状態を説明するための、電子回路等を透視して示した飛翔体の正面図である。本実施の形態例に係る飛翔体の飛翔体本体の内部に電子回路等を収容した状態を説明するためのものであり、図８中ＩＸ−ＩＸ線上断面図である。重心位置の違いを説明するための従来および本実施の形態例に係る飛翔体の構成要素の配置を示す図である。本実施の形態の変形例に係る飛翔体の分解斜視図である。従来の飛翔体を説明するためのものであり、（ａ）は飛翔体の斜視図であり、（ｂ）は飛翔体を後方から見た図である。従来の飛翔体を容器に収容した状態を説明するためのものであり、（ａ）は容器の内部を透視して飛翔体を示した正面図であり、（ｂ）は容器の内部を透視して飛翔体を示した右側面図である。

符号の説明

１０、６０飛翔体
１２飛翔体本体
１４安定翼
１６ヒンジ構造
１８アンテナ
２０容器
２２射出手段
２８熱電池
３０遅延線
３２電波制御用回路
３４電力制御用回路
３６フレキシブル基板
３８電子部品
４０折り曲げ部
４１アール状きり欠き部
４２金属板
４４外部信号接続用端子
４４ａ平面部
４６折り癖
４８スリット

Claims

航空機に搭載されている間は、該航空機に設けられた容器に射出手段とともに収容され、該射出手段によって、該航空機から射出される飛翔体において、
飛翔体本体は、前部の径が後部の径より大きい段差円筒形状に形成され、該飛翔体本体の前部は、前記容器との間に隙間をほとんど有しないで前記容器内に収まる大きさであり、後部には航空磯に搭載されている間はヒンジ構造によって折り畳まれるとともに航空機から射出されると付勢部材によって付勢されて放射状に展開する構造の安定翼を有し、
該飛翔体本体内には電波を送受するアンテナと、電子回路と、電力を該電子回路に出力する電源と、バランサーが備えられ、
前記バランサーにより、前記飛翔体の重心が前方に位置するように構成したことを特徴とする飛翔体。
前記アンテナは、前記飛翔体本体の前記前部の径とほぼ同一になるように該飛翔体本体の径方向に長尺に形成されるとともに軸方向に短尺に形成され、該飛翔体本体の該前部の前方に収容し、
前記電源および電子回路を、前記飛翔体本体の内周面にほぼ近接するように該飛翔体本体の長さ方向に短尺に形成されて、前記アンテナの隣りの部位であって該飛翔体本体の前記径の大きな部分に収容し、
前記バランサーは前記電子回路の前端部に設ける構成としたことを特徴とする請求項１記載の飛翔体。
前記飛翔体の後端部に重心位置を微調整するための別のバランサーを更に設けたことを特徴とする請求項２記載の飛翔体。
前記アンテナは、前記飛翔体の後端部に収容し、
前記電源および電子回路を、前記飛翔体本体の内周面にほぼ近接するように該飛翔体本体の長さ方向に短尺に形成されて、前記アンテナの隣りの部位であって該飛翔体本体の前記径の大きな部分に収容し、
前記バランサーは前記電子回路の前端部に設ける構成としたことを特徴とする請求項１記載の飛翔体。