JP2009008311A - 飛翔体発射装置 - Google Patents

Abstract

【課題】翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がなく、従ってまた、翼の拡開動作時に受ける風による悪影響とともに、翼の拡開動作に伴って生じる外乱をそれぞれなくして、命中精度を向上させることができるようにする。
【解決手段】本発明は、発射筒２０から飛翔体１０を発射する飛翔体発射装置において、その飛翔体１０の発射に伴い、その発射された飛翔体１０に被装するための被装部３１に、複数枚の安定翼３２…を形成した翼部体３０を上記発射筒２０の発射口２０ａに配する一方、上記飛翔体１０に、翼部体３０の被装部３１に衝合する衝合止着部１２を形成していることを特徴としている。
【選択図】図１

Description

本発明は、例えばロケット弾等の飛翔体を発射筒から発射する飛翔体発射装置に関する。

従来、この種の飛翔体発射装置として、発射筒の発射口における筒口圧を利用し、射出される飛翔体の安定翼を拡開するもの、また、その安定翼をバネ等の弾性力を利用して拡開するもの等が種々提案されている。

一例を示すと、特許文献１に記載されている飛翔体発射装置は、ロケットモータの燃焼ガスの一部を流入させるための容器と、この容器内に配置され、流入した燃焼ガスの圧力により作動するピストンと、このピストンに連結して展開翼を折畳み状態から拡開させるためのリンク機構とを飛翔体に設けたものである。

また、特許文献２に記載されている飛翔体発射装置は、翼を展開させる動力を供給するばねと、このばねから翼に動力を伝達するロッドと、摩擦力によりロッドの動作を制限するブレーキと、このブレーキを駆動するアクチュエータと、このアクチュエータを駆動する電力を供給する発電機と、この発電機の回転子に連結等して飛翔中の外気の空気抵抗力を受けて回転する風車とを備えたものである。
特開平８−２２６７９８号公報 特開２００１−１４１３９６号公報

しかしながら、上記特許文献１，２に記載された飛翔体発射装置のいずれのものであっても、発射された後に翼を拡開しなければならないが、拡開させる機構の相違に関わらず、翼を完全に展開させるには所要の時間を要するので、翼を展開させている間に風による悪影響を受け、また、翼の展開動作に伴って外乱が生じて命中精度の低下を招来する。
さらに、翼を折り畳むとともに、折り畳まれている翼を拡開させるための機構を配設することに加え、翼を展開するための駆動源を設ける必要があるために、複雑な機構とならざるを得ず、さらには、その複雑な機構に伴う重量の増加を回避できないものである。

そこで本発明は、翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がなく、従ってまた、翼の拡開動作時に受ける風による悪影響とともに、翼の拡開動作に伴って生じる外乱をそれぞれなくして、命中精度を向上させることができる飛翔体発射装置の提供を目的としている。

上記目的を達成するための本発明は、発射筒から飛翔体を発射する飛翔体発射装置において、上記飛翔体の発射に伴い、その発射される飛翔体に被装するための被装部に複数の安定翼を形成した翼部体を、上記発射筒の発射口に配する一方、上記飛翔体に、これに被装された翼部体の被装部を衝合止着するための衝合止着部を形成したことを特徴としている。

本発明によれば、飛翔体に被装するための被装部に複数の安定翼を形成した翼部体を発射筒の発射口に配しておき、飛翔体の発射に伴って、その翼部体を飛翔体に被装しているので、翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がなく、従って、翼の拡開動作時に受ける風による悪影響とともに、翼の拡開動作に伴って生じる外乱をそれぞれなくし、命中精度を向上させることができる。
また、翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がないことから、重量の増加を防止できる。

以下に、本発明を実施するための最良の形態について、図面を参照して説明する。図１（Ａ）は、本発明の第一の実施形態に係る飛翔体発射装置の一部を破断して示す概略側面図、（Ｂ）は、その正面図、図２（Ａ）は、翼部体の側面図、（Ｂ）はその正面図である。
本発明の第一の実施形態に係る飛翔体発射装置Ａは、飛翔体１０、発射筒２０、及び翼部体３０を有して構成されている。

飛翔体１０は、尖頭形にした頭部１１ａ近傍から尾部１１ｂにかけて一定の外径にした円筒形の本体１１に、詳細を後述する翼部体３０の被装部３１に衝合止着するための衝合止着部１２を形成したものである。

衝合止着部１２は、翼部体３０の被装部３１に衝合する外径に膨出させた円環形に形成されており、これの外周壁面１２ａが、頭部１１ａ近傍から尾部１１ｂにかけて次第に太径となるように傾斜して形成されている。
外周壁面１２ａの傾斜角度は、被装部３１の当接面３１ａと同じ角度にして形成されており、両者が面接触するようにしている。
なお、本実施形態に示す衝合止着部１２は、本体１１の尾部１１ｂに配設しているが、その尾部１１ｂに配設することに限らず、本体１１の中間部分や頭部側に配設してもよい。

本実施形態に示す本体１１内には、所要の炸薬，推進薬，及び発射薬（いずれも図示しない）が頭部１１ａ側から尾部１１ｂ側に向けて配列収容されている。また、頭部１１ａには図示しない圧電素子等の感知部が取り付けられており、その感知部による衝撃の感知により、上記の炸薬を起爆するようになっている。
上述のとおり、本実施形態において示す飛翔体１０は、従来のような折畳み構造にした安定翼、これを拡開するための機構や拡開のための駆動源を設けていないものである。

次に、上記図１とともに図２を参照して翼部体３０について説明する。
図１，２に示すように、翼部体３０は、被装部３１に４枚の安定翼３２…を形成したものである。

被装部３１は、飛翔体１０の発射に伴い、その発射された飛翔体１０に被装するためのものであり、飛翔体１０の本体１１に嵌合できる内径の円環形に形成されている。
この被装部３１の内周壁面３１ａは、上記した衝合止着部１２の外周壁面１２ａと面接触するように傾斜して形成されている。

各安定翼３２は側面視三角形に形成されており、拡開させた姿勢にして被装部３１に形成されている。換言すると、被装部３１の軸線Ｏ２を中心とした９０度間隔、すなわち、軸心Ｏ２を通る２つの直径線を含む面上に形成されている。

発射筒２０は、上記した飛翔体１０を発射するためのものであり、一端を発射口２０ａとし、また、他端を排出口２０ｂとする所要の全長にした略円筒形に形成されている。
上記の発射口２０ａには、翼部体３０の各安定翼３２…を保持するための４つの翼保持溝２１…が軸線Ｏ１を中心とする９０度間隔で形成されている。

本実施形態においては、上記翼部体３０に対し、発射筒２０の発射口２０ａにおける筒口圧を飛翔体１０の発射方向ａに付与するための圧力付与部αを設けている。
圧力付与部αは、上記した翼保持溝２１と、これに保持される翼部体３０の安定翼３２の後端面３２ａとの間であって、その飛翔体１０の発射方向ａにおいて区画形成される所要の間隙である。
上記被装部３１を発射筒２０の発射口２０ａに装着したときに、各安定翼３２の後端面３２ａと、後記する翼保持溝２１の端面２１ｂとの間に圧力付与部である所要の間隙αが形成される寸法関係にしている。
「所要の間隙」は、上記した筒口圧が各安定翼３２に加えられる程度に設定されていればよい。
なお、本実施形態において「筒口圧」とは、飛翔体１０が発射口２０ａから離れるときの燃焼ガスの圧力のことである。また、筒口圧を「発射圧力」と言い換えることもできる。

上記の構成からなる飛翔体発射装置Ａの動作について、図３，４を参照して説明する。図３は、発射筒の発射口から発射される飛翔体に翼部体が被装され始める様子を示す側面図、図４は、発射筒の発射口から発射された飛翔体に翼部体が衝合止着された様子を示す側面図である。なお、図３，４においては、筒口圧が所要の間隙（圧力付与部）αを介して翼部体に加えられる様子を矢印で示し、また、図４においては、翼部体を衝合止着した飛翔体が飛翔し始めた様子を一点鎖線で示している。

発射筒２０の発射口２０ａに装着された翼部体３０は、安定翼３２…が翼保持溝２１…に保持されることにより、発射方向ａにおいて移動自在になっている。
図３に示すように、飛翔体１０が発射筒２０の発射口２０ａに移動すると、その飛翔体１０の本体１１が、発射口２０ａに装着されている翼部体３０の被装部３１に挿入され始める。

また、翼部体３０の被装部３１に本体１１が挿入され始めるのとほぼ同時に、翼保持溝２１の端面２１ｂと安定翼３２との間に形成されている所要の間隙αを介して、翼部体３０に筒口圧が加わり始める。これにより、翼部体３０は、飛翔体１０の発射方向ａに向けて移動し始めるか移動しやすい状態になる。

図４に示すように、発射口２０ａに装着されている翼部体３０の被装部３１に飛翔体１０の衝合止着部１２が当接衝合すると、これ以後、当該飛翔体１０と翼部体３０とが一体となって発射されて飛翔する。すなわち、発射直後から翼を拡開させた姿勢の飛翔体１０を発射することができるのである。
また、翼部体３０に筒口圧が加わることにより、飛翔体１０と翼部体３０との衝合を緩和することができる。

以上の構成からなる飛翔体発射装置Ａによれば、従来のように、翼を拡開するための機構やそのための駆動源を飛翔体に設ける必要がない。また、安定翼を拡開しなくともよいので、翼の拡開動作時に受ける風による悪影響とともに、翼の拡開動作に伴って生じる外乱をそれぞれなくすことができ、従って、命中精度を向上させることができる。
また、翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がないことから、重量の増加を防止できる。

次に、本発明の第二の実施形態に係る飛翔体発射装置Ｂについて、図５〜９を参照して説明する。図５（Ａ）は、第二の実施形態に係る飛翔体発射装置の一部を破断して示す概略側面図、（Ｂ）は、その正面図、図６は、図５に包囲線Ｉで示す部分の拡大図、図７は、図５に包囲線ＩＩで示す部分の拡大平面図である。

第二の実施形態に係る飛翔体発射装置Ｂは、飛翔体４０、発射筒５０、及び４枚の安定翼６０…を有して構成されている。
飛翔体４０は、曲成した頭部４１ａ近傍から尾部４１ｂにかけて一定の外径にした円筒形の本体４１に、後述する安定翼６０に衝合止着するための衝合止着部４２を形成したものである。

衝合止着部４２は、これの前半部４２ａが、頭部４１ａから尾部４１ｂに向けて次第に太径となるように傾斜して形成されているとともに、後半部４２ｂが、本体４１よりも太径となるように膨出させた円環形に形成され、また、前半部４２ａから後半部４２ｂにかけて、安定翼６０を衝合止着するための翼止着溝４３…が、軸線Ｏ１と平行にしかつ当該軸線Ｏ１を中心とした９０度間隔で形成されている。

各翼止着溝４３は、これの後端面４３ｂが安定翼６０の当接端面６０ａと平行となる角度にして形成されているとともに、前端開口４３ａから後端面４３ｂにかけて側壁４３ｃ，４３ｃの幅が次第に減少するように形成されている。
この構成により、安定翼６０の当接端面６０ａが後端面４３ｂに衝合当接したときに、当該安定翼６０が側壁４３ｃに挟入されて止着されるようにしている。
なお、翼止着溝４３の後端面４３ｂを、本体４１の尾部４１ｂに位置させているが、その尾部４１ｂに配設することに限らず、本体４１の中間部分や頭部側に位置させてもよい。

本実施形態に示す本体４１内には、所要の炸薬（図示しない）が収容されているものであり、頭部４１ａには図示しない圧電素子等の感知部が取り付けられており、その感知部による衝撃の感知により炸薬を起爆するようになっている。
上述のとおり、本実施形態において示す飛翔体４０は、従来のような折畳み構造にした安定翼、これを拡開するための機構や拡開のための駆動源を設けていないものである。

発射筒５０は、上記した飛翔体４０を発射するためのものであり、一端を発射口５０ａとし、また、他端を排出口５０ｂとする所要の全長にした略円筒形に形成されている。
上記の発射口５０ａには、安定翼６０…を保持するための４つの翼保持溝５１…が軸線Ｏ１と平行にしかつ当該軸線Ｏ１を中心とする９０度間隔で形成されている。
各翼保持溝５１は、これの前端開口５１ａから後端面５１ｂにかけて側壁５１ｃ，５１ｃの幅が次第に減少するように形成されている。
この構成により、安定翼６０を挟入止着しているとともに、飛翔体４０の発射方向ａに容易に移動できるようにしている。

各安定翼６０は側面視略菱形の平板状に形成されており、各安定翼６０の当接端面６０ａと翼保持溝５１の後端面５１ｂとの間に圧力付与部である所要の間隙αが形成されるように、翼保持溝５１に保持されるようになっている。

上記の構成からなる飛翔体発射装置Ｂの動作について、図８，９を参照して説明する。図８は、発射筒の発射口から発射される飛翔体に安定翼が止着され始める様子を示す側面図、図９は、発射筒の発射口から発射された飛翔体に安定翼が衝合止着された様子を示す側面図である。なお、図８，９においては、筒口圧が所要の間隙（圧力付与部）αを介して安定翼に加えられる様子を矢印で示し、また、図９においては、安定翼を衝合止着した飛翔体が飛翔し始めた様子を一点鎖線で示している。

図８に示すように、発射筒５０の発射口５０ａに装着された安定翼６０…は、翼保持溝５１…に保持されることにより、発射方向ａにおいて移動自在になっている。
飛翔体４０が発射口５０ａに移動すると、その飛翔体４０の本体４１が、発射口５０ａに装着されている安定翼６０…に挿入され始める。

図９に示すように、発射口５０ａに装着されている安定翼６０が飛翔体４０の翼止着溝４３に挿入されて後端面４３ｂに衝合当接すると、これ以後、当該飛翔体４０と安定翼６０…とが一体となって発射されて飛翔する。すなわち、発射直後から翼を拡開した状態の飛翔体４０を発射することができる。
また、翼保持溝５１の後端面５１ｂと安定翼６０の当接端面６０ａとの間に形成されている所要の間隙αを介して、安定翼６０に筒口圧が加わることにより、安定翼６０は、飛翔体４０の発射方向ａに向けて移動し始めるか移動しやすい状態になり、飛翔体４０と安定翼６０との衝合を緩和することができる。

以上の構成からなる飛翔体発射装置Ｂによれば、従来のように、翼を拡開するための機構やそのための駆動源を飛翔体に設ける必要がない。また、安定翼を拡開しなくともよいので、翼の拡開動作時に受ける風による悪影響とともに、翼の拡開動作に伴って生じる外乱をそれぞれなくすことができ、従って、命中精度を向上させることができる。
また、翼を拡開するための機構や駆動源を飛翔体に設ける必要がないことから、重量の増加を防止できる。

次に、翼部体の第一の変形例について図１０を参照して説明する。図１０は、第一の変形例に係る翼部体の側面図である。
第一の変形例に係る翼部体７０は、被装部７１に４枚の安定翼７２…を拡開させた姿勢にして形成したものである。

被装部７１は、上述したように、飛翔体１０の発射に伴い、その発射された飛翔体１０に被装するためのものであり、飛翔体１０の本体１１に嵌合できる内径の円環形に形成されている。
この被装部７１の内周壁面７１ａは、上記した衝合止着部１２の外周壁面１２ａと面接触するように傾斜して形成されている。

各安定翼７２は側面視略菱形の平板状に形成されており、上記被装部７１を発射口２０ａに装着したときに、各安定翼７２の当接端面７２ａと翼保持溝２１の後端面２１ｂとの間に圧力付与部である所要の間隙αが形成される寸法関係にしている。
すなわち、４枚の安定翼７２…は、上記した翼保持溝２１にそれぞれ保持されるように、被装部７１の軸線Ｏ２を中心とした９０度間隔で固定されている。換言すると、軸心Ｏ２を通る２つの直径線を含む面上に形成されている。

次に、翼部体の第二の変形例について図１１を参照して説明する。図１１（Ａ）は、第二の変形例に係る翼部体の側面図、（Ｂ）は、その正面図である。
第二の変形例に係る翼部体８０は、後述する発射筒９０に用いるものであり、被装部８１に４枚の安定翼８２…を拡開させた姿勢にして形成したものである。

発射筒９０は、一端を発射口９０ａとし、また、他端を排出口（図示しない）とする所要の全長にした略円筒形に形成されているとともに、飛翔体に回転を与えるためのライフル溝（図示しない）を内周壁面に螺旋状に螺刻されている。

上記の発射口９０ａには、安定翼８２を飛翔体１０の発射方向ａにおいて移動自在に保持するための翼保持溝９１を、発射方向ａと所要の角度をなして形成している。具体的には、翼部体８０の各安定翼８２…を保持するための４つの翼保持溝９１…が、上記発射筒９０内に螺刻されたライフル溝に沿う角度にして軸線Ｏ１を中心とする９０度間隔で形成されている。
「ライフル溝に沿う角度」は、ライフル溝によって飛翔体１０に与えた回転と同じ方向に翼部体８０を回転させる向きである。

被装部８１は、上述したように、上記した飛翔体１０の発射に伴い、その発射された飛翔体１０に被装するためのものであり、飛翔体１０の本体１１に嵌合できる内径の円環形に形成されている。
この被装部８１の内周壁面８１ａは、上記した衝合止着部１２の外周壁面１２ａと面接触するように傾斜して形成されている。

各安定翼８２は側面視略菱形に平板状に形成されており、安定翼８２は発射方向ａと所要の角度をなして形成されている。具体的には、上記発射筒９０のライフル溝に沿う角度にして被装部８１に取り付けられている。
また、上記被装部８１を発射口９０ａに装着したときに、各安定翼８２の後端面８２ａと翼保持溝９１の端面９１ｂとの間に圧力付与部である所要の間隙αが形成される寸法関係にしている。
このような翼部体８０を採用することにより、飛翔体１０の回転を阻害することがなく、当該飛翔体１０の飛翔をより安定させることができる。

上記した翼部体８０は、上記したライフル溝を螺刻した発射筒に限らず、例えば内周壁面を平滑面（スムースボア）とした発射筒にも用いることができ、この場合にも、各安定翼８２を発射方向ａと所要の角度をなして形成することにより、飛翔体を回転させて飛翔をより安定させることができるものと考えられる。この場合、所望の回転を得るように、安定翼の枚数を設定するとよい。

なお、本発明は上記した各実施形態に限るものではなく、次のような変形実施が可能である。
・上記においては、４枚の安定翼、４枚の安定翼を拡開させて形成した翼部体について説明したが、それらの安定翼を適宜増減して設けることができる。
・上記においては、翼部体の安定翼を保持するための翼保持溝と、その翼部体の安定翼との間であって、飛翔体の発射方向において区画形成される間隙を圧力付与部として説明したが、例えば、翼保持溝に保持した翼部体の安定翼を発射筒の内方に突出させておくことにより、それらの安定翼に筒口圧を加える構成にしてもよい。

上記においては、平板状の安定翼について説明したが、例えば発射筒内にライフル溝が形成されているときには、安定翼をライフル溝に沿った形状に形成するようにしてもよい。

上記においては、飛翔体として、本体内に、所要の炸薬，推進薬，及び発射薬を頭部側から尾部側に向けて配列収容した構成のものについて説明したが、これに限定するものではなく、例えば推進薬を有しない榴弾等の化学エネルギー弾や徹甲弾等の運動エネルギー弾であってもよい。

（Ａ）は、本発明の第一の実施形態に係る飛翔体発射装置の一部を破断して示す概略側面図、（Ｂ）は、その正面図である。 （Ａ）は、翼部体の側面図、（Ｂ）はその正面図である。 発射筒の発射口から発射される飛翔体に翼部体が被装され始める様子を示す側面図である。 発射筒の発射口から発射された飛翔体に翼部体が衝合止着された様子を示す側面図である。 （Ａ）は、第二の実施形態に係る飛翔体発射装置の一部を破断して示す概略側面図、（Ｂ）は、その正面図である 図５に包囲線Ｉで示す部分の拡大図である。 図５に包囲線ＩＩで示す部分の拡大平面図である。 発射筒の発射口から発射される飛翔体に安定翼が被装され始める様子を示す側面図である。 発射筒の発射口から発射された飛翔体に安定翼が衝合止着された様子を示す側面図である。 第一の変形例に係る翼部体の側面図である。 （Ａ）は、第二の変形例に係る翼部体の側面図、（Ｂ）は、その正面図である。

符号の説明

１０，４０ 飛翔体
１２，４２ 衝合止着部
２０，５０ 発射筒
２０ａ，５０ａ，９０ａ 発射口
２１，５１，９１ 翼保持溝
３０，７０，８０ 翼部体
３１，７１ 被装部
３２，６０，７２ 安定翼
ａ 発射方向
α 圧力付与部（所要の間隙）

Claims (6)

1. 発射筒から飛翔体を発射する飛翔体発射装置において、
   上記飛翔体の発射に伴い、その発射される飛翔体に被装するための被装部に複数の安定翼を形成した翼部体を、上記発射筒の発射口に配する一方、
   上記飛翔体に、これに被装された翼部体の被装部を衝合止着するための衝合止着部を形成したことを特徴とする飛翔体発射装置。
2. 翼部体の各安定翼を、発射方向と所要の角度をなして被装部に形成していることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体発射装置。
3. 発射筒から飛翔体を発射する飛翔体発射装置において、
   上記飛翔体の発射に伴い、その発射される飛翔体に止着する複数の安定翼を上記発射筒の発射口に配する一方、
   上記飛翔体に、これに止着された各安定翼を衝合止着するための衝合止着部を形成していることを特徴とする飛翔体発射装置。
4. 安定翼を飛翔体の発射方向において移動自在に保持するための翼保持溝を、発射筒の発射口に複数形成していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の飛翔体発射装置。
5. 上記各安定翼に対し、発射筒の発射口における筒口圧を飛翔体の発射方向に付与するための圧力付与部を設けていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の飛翔体発射装置。
6. 圧力付与部は、翼保持溝と、これに保持される安定翼との間であって、飛翔体の発射方向において区画形成される間隙であることを特徴とする請求項５に記載の飛翔体発射装置。

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