JP2012063090A - 可動式ラグおよびこれを備えている飛しょう体 - Google Patents

Abstract

【課題】簡素で小型・軽量な構造とし、ラグによる空気抵抗を安全かつ確実に削減し得る可動式ラグを提供する。
【解決手段】ミサイルの外表面部に、機軸直角方向Ｂに延在する軸線回りに回転可能に取り付けられ、航空機のフックを受け入れる開口部を有し、機軸方向Ｌに間隔を空けて備えられた一対のラグ１３と、各ラグ１３における機軸方向Ｌの前あるいは後に設けられ、ラグ１３をミサイルの外表面から突出しないように収容する収容部１５と、ラグ１３を収容部１５側へ回転するように常時付勢するラグ用コイルばね１７と、ラグ１３に設けられたラグ突起部と係合し、ラグ１３を外表面から突出した状態に保持するストッパ部を有するストッパ部材と、一端が航空機に取り付けられ、その張力によってストッパ部材を、ストッパ部がラグ突起部との係合を解除するように移動させるワイヤ部材２３と、が備えられている。
【選択図】図３

Description

本発明は、可動式ラグおよびこれを備えている飛しょう体に関するものである。

ミサイル等の飛しょう体を航空機の下部に搭載する場合、ミサイルの上部に設けられたラグを航空機の機体あるいは主翼等の下部に設けられたフックに引っ掛けることによって行われる。そして、フックの引っ掛かりを解除すると、飛しょう体は航空機から分離され、自由に落下あるいは飛行する。
ラグが飛しょう体に固定されて飛しょう体の外部へ突き出ているので、飛しょう時の大きな空気抵抗となる。飛しょう体の射程や速度等の飛しょう性能が低下する。これは高速で飛行する飛しょう体では、大きな問題となる。

ラグの空気抵抗を削減するため、たとえば、特許文献１に示されるように、ラグを飛しょう体から分離して取り外すもの、あるいは、たとえば、特許文献２に示されるように、ラグを飛しょう体の内部に収納するものが提案されている。
特許文献１のものは、飛しょう体外周にその後端までレールを設け、同レールに係合して滑動できるラグをラグ押さえにラグ固定具（爆発ボルト）で拘束し、ラグ固定具を所要の時期に開放すると、ラグが空気抵抗等によって後方へレールに沿って移動し、飛しょう体後端から分離される。
特許文献２のものは、ラグが枢支軸回りに回転可能に支持され、かつ、バネによって上部が飛しょう体の内部に倒れるように常時付勢されており、フックの係合が解除されるとラグが回転し、飛しょう体の内部に収納される。

特開平６−２４１６９４号公報 米国特許第５９６１０７５号明細書

ところで、特許文献１に示されるものでは、ラグを含めた懸架装置の構造が複雑で大型となり重くなる、あるいは、分離直後にラグが航空機に当たる恐れがある等の課題がある。
特許文献２に示されるものでは、ラグが常時飛しょう体側に倒れるように付勢されているので、航空機への装着時にラグが突出した位置に保持する必要があり、装着に手間がかかる。また、ラグがフックの移動に追従して回転するので、フックに引っかかって飛しょう体の分離が行えない恐れがある等の課題がある。

本発明は、このような事情に鑑み、簡素で小型・軽量な構造で航空機への装着が簡便に行なえ、ラグによる空気抵抗を安全かつ確実に削減し得る可動式ラグおよびこれを備えている飛しょう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、本発明は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明の第一態様は、飛しょう体の外表面部に、機軸直角方向に延在する軸線回りに回転可能に取り付けられ、航空機に備えられたフックを受け入れる開口部を有し、前記飛しょう体の機軸方向に間隔を空けて備えられた一対のラグと、該各ラグにおける前記機軸方向の前あるいは後に設けられ、前記飛しょう体側に倒れた前記ラグを前記飛しょう体の外表面から突出しないように収容する収容部と、前記ラグを前記収容部側へ回転するように常時付勢するラグ付勢部材と、前記ラグに設けられたラグ係合部と係合し、前記ラグを前記外表面から突出した状態に保持する係止部を有する係止部材と、前記航空機に取り付けられ、その張力によって前記係止部材を、前記係止部が前記ラグ係合部との係合を解除するように移動させるワイヤ部材と、が備えられている可動式ラグである。

このように構成された本態様の可動式ラグによると、係止部材の係止部をラグのラグ係合部に係合させるとラグは他端部側の開口部が飛しょう体の外表面から突出した状態に保持することができる。この状態で、飛しょう体を航空機に装着すると、ラグは外表面から突出した状態に保持されているので、ラグをフックに装着する手間を削減することができる。そして、ワイヤ部材に作用する荷重、すなわち、張力が、係止部材を移動させない大きさとなるように調節する。これは、たとえば、ワイヤ部材の長さを飛しょう体装着時のワイヤ部材の経路長よりも大きくなるように設定しておいてもよい。
航空機に装着された飛しょう体を航空機から分離する場合、まず、フックをラグから離脱させる。このとき、係止部材の係止部とラグのラグ係合部とが係合しているので、ラグは飛しょう体の外表面から突出した状態に保持されている。したがって、ラグはフックの移動に拘わらず回転しないので、フックをラグから確実に抜き取ることができる。

ラグからフックが抜き取られると、飛しょう体は重量によって航空機から下方に向けて移動するので、ワイヤ部材の両端部の取付部の間隔が徐徐に大きくなり、一端が航空機に取り付けられたワイヤ部材にかかる張力が大きくなる。
このワイヤ部材の張力が所定の大きさになると、ワイヤ部材は、係止部材を移動させ、係止部のラグ係合部との係合を解除させる。係止部とラグ係合部との係合が解除されると、ラグを飛しょう体の外表面から突出した状態に保持する力がなくなるので、ラグはラグ付勢部材の付勢力によって収容部側へ回転され、飛しょう体の外表面から突出しないように収容される。
飛しょう体がさらに落下すると、ワイヤ部材の張力が一層大きくなるので、ワイヤ部材は、途中で、あるいは両端部の取付部で切断され、飛しょう体は航空機から完全に分離される。

このように、飛しょう体は航空機から分離されると、ラグは自動的に、かつ、確実に収容部に収納されるので、ラグによる空気抵抗を安全かつ確実に削減することができる。
また、ラグの収納および飛しょう体の分離がワイヤ部材に作用する張力によって行われるので、たとえば、ワイヤ部材の長さあるいは強度を調整することによって飛しょう体の分離するタイミングを調節することができる。
また、可動式ラグは、ラグが所定位置にラグ付勢部材によって収容部内に位置するように回転可能に設置され、ラグを突出した位置に位置させる係止部材とそれを解除するワイヤ部材とを備えているだけであるので、簡素で小型・軽量な構造とすることができる。このため、航空機への装着を簡便に行なうことができる。

本態様では、前記係止部材は、前記ラグの前記収容部側下部に少なくとも機軸直角方向の一部が前記ラグと接触するように配置され、機軸直角方向に延在する係止軸回りに回転可能に保持されるとともに前記係止部が前記ラグ側へ回転するように常時付勢されていてもよい。

このようにすると、係止部材とラグとは係止部とラグ係合部とが係合した状態で相互に押しあうことになるので、ラグを飛しょう体の外表面から突出した状態に確実に保持することができる。

本態様では、飛しょう体に移動可能に取り付けられ、前記係止部材と係合可能とされる駆動部を有する駆動部材を備え、前記駆動部材は、接続された前記ワイヤ部材の張力によって移動し、この移動に伴って前記駆動部は前記係止部材を前記係止部が前記ラグ係合部との係合を解除するように移動させるようにしてもよい。

本態様によると、ワイヤ部材にかかる張力が大きくなると、駆動部材が移動し、係止部材を係止部がラグ係合部との係合を解除する。

本態様では、前記ワイヤ部材は、前記係止部材あるいは前記駆動部材に取り付けられた第一ワイヤと、前記航空機に取り付けられた第二ワイヤと、前記第一ワイヤおよび前記第二ワイヤの自由端部を接続するとともに所定荷重以上の張力が作用すると分離する接続部材と、を備えていてもよい。

このように、ワイヤ部材は、係止部材あるいは駆動部材に取り付けられた第一ワイヤと、航空機に取り付けられた第二ワイヤと、第一ワイヤおよび第二ワイヤの自由端部を接続するとともに所定荷重以上の張力が作用すると分離する接続部材と、を備えているので、ラグが収容部に収納された後で飛しょう体がさらに落下して、ワイヤ部材に作用する張力が所定荷重以上になると、接続部材が分離し、飛しょう体を航空機から完全に分離することができる。
したがって、接続部材が分離する張力となるタイミングで飛しょう体を分離することができるので、飛しょう体の分離するタイミングをより正確に設定することができる。

本態様では、前記駆動部材は、機軸直角方向に延在する駆動軸回りに回転可能に支持され、該駆動軸を挟んで一方側に前記ワイヤ部材が接続され、他方側に前記係止部材の前記ラグ側への回転を防止する前記駆動部が備えられ、前記駆動軸から前記ワイヤ部材の取付部分までの距離は、前記駆動軸から駆動部が前記係止部材へ係合する部分までの距離よりも大きくされていてもよい。

このようにすると、駆動部が係止部材へ係合する部分にかかる荷重をワイヤ部材の取付部分にかかる荷重、すなわち、ワイヤ部材に作用する張力よりも大きくすることができるので、係合部材に作用する係合力を大きくすることができる。これにより、係止部材をより確実に固定することができる。
このとき、駆動部材はワイヤ部材の取付部分がワイヤ部材の存在する側と反対側へ回転するように常時付勢されるようにしてもよい。このようにすると、ワイヤ部材が切断されて張力が作用しなくなると、駆動部材はワイヤ部材の取付部分がワイヤ部材の存在する側と反対側へ回転するので、切断されたワイヤ部材を飛しょう体側に取り込むことができ、ワイヤ部材の飛しょう性能への影響を抑制することができる。

本態様では、前記一対のラグは、前記収容部が対向するように設置されていてもよい。

このようにすると、飛しょう体の機軸方向における可動式ラグの設置範囲を小さくすることができる。

本発明の第二態様は、第一態様の可動式ラグを備えている飛しょう体である。

このように、第一態様の可動式ラグを備えているので、ラグによる空気抵抗を安全かつ確実に削減することができる。
また、簡素で小型・軽量な構造の可動式ラグを用いるので、飛しょう体の構造を小型化することができる。

本発明では、係止部材の係止部をラグのラグ係合部に係合させるとラグは他端部側の開口部が飛しょう体の外表面から突出した状態に保持することができるので、ラグをフックに装着する手間を削減することができるし、フックをラグから離脱させる際、ラグはフックの移動に拘わらず回転しないので、フックをラグから確実に抜き取ることができる。
飛しょう体は航空機から分離されると、ラグは自動的に、かつ、確実に収容部に収納されるので、ラグによる空気抵抗を安全かつ確実に削減することができる。
また、ラグの収納および飛しょう体の分離がワイヤ部材に作用する張力によって行われるので、たとえば、ワイヤ部材の長さあるいは強度を調整することによって飛しょう体の分離するタイミングを調節することができる。
また、可動式ラグは、簡素で小型な構造とすることができる。

本発明の一実施形態にかかる可動式ラグを装着したミサイルを示す斜視図である。 図１のミサイルが航空機に装着された状態を示す部分側面図である。 本発明の一実施形態にかかる可動式ラグの概略構成を示す斜視図である。 本発明の一実施形態にかかる可動式ラグの平面図である。 図３の左側から見た正面図である。 図３の右側から見た背面図である。 図３の側面図である。 図２の一部を縦断した部分縦断面図である。 図８のＡ部を拡大して示す部分断面図である。 ミサイルの落下初期における図２の一部を縦断した部分縦断面図である。 図１０の状態における図８のＡ部を拡大して示す部分断面図である。 ミサイルが図１０よりもさらに落下した状態における図２の一部を縦断した部分縦断面図である。 図１２の状態における図８のＡ部を拡大して示す部分断面図である。 ミサイルが分離された状態における図２の一部を縦断した部分縦断面図である。 図１４の状態における図８のＡ部を拡大して示す部分断面図である。 図１４より少し時間が経過した状態における図２の一部を縦断した部分縦断面図である。

以下に、本発明の一実施形態にかかる可動式ラグ１について、図１〜図１６を参照して説明する。
図１は、本実施形態にかかる可動式ラグ１を装着したミサイル（飛しょう体）３を示す斜視図である。図２は、ミサイル３が航空機５に装着された状態を示す部分側面図である。
可動式ラグ１には、ミサイル３の外表面部に機軸方向Ｌで、ミサイル３の重心を挟んで前後に間隔を空けて設置された前部懸吊部材７および後部懸吊部材９が備えられている。
前部懸吊部材７および後部懸吊部材９は前後が逆となっているだけでその構造は同じであるので、ここでは後部懸吊部材９について説明し、前部懸吊部材７の構造説明は省略する。

図３は、後部懸吊部材９の概略構成を示す斜視図である。図４は、後部懸吊部材９の平面図である。図５は、図３の左側から見た正面図である。図６は、図３の右側から見た背面図である。図７は、図３の側面図である。図８は、図２の一部を縦断した部分縦断面図である。図９は、図８のＡ部を拡大して示す部分断面図である。

後部懸吊部材９には、外表面がミサイル３の外表面を構成するようにミサイル３に取り付けられた保持部材１１と、下端部分が保持部材１１におけるミサイル３の外表面部よりも内側位置で機軸直角方向Ｂに延在する軸線回りに回転可能に取り付けられたラグ１３と、ラグ１３における機軸方向Ｌの前側に設けられ、ミサイル３側に倒れたラグ１３をミサイル３の外表面部から突出しないように収納する収容部１５と、ラグ１３を収容部１５側へ回転するように常時付勢するラグ用コイルばね（ラグ付勢部材）１７と、保持部材１１に機軸直角方向Ｂに延在する軸線回りに回転可能に取り付けられ、ラグ１３の動作を制限するストッパ部材（係止部材）１９と、保持部材１１に機軸直角方向Ｂに延在する軸線回りに回転可能に取り付けられ、ストッパ部材１９と係合可能とされるアーム部材（駆動部材）２１と、航空機５およびアーム部材２１を接続するワイヤ部材２３と、が備えられている。

保持部材１１には、上部構成部材２５と、下部構成部材２７と、中央保持部材２９とが備えられている。
上部構成部材２５は、機軸直角方向Ｂ中央部の前側が略Ｕ字形に大きく切欠かれ、下部が開放された箱型形状をしている。下部構成部材２７は、上部構成部材２５の切欠部分３１の周囲を覆うように設置され、上部が開放された箱型形状をしている。上部構成部材２５の下部と下部構成部材２７の上部とは接合されている。上部構成部材２５の機軸方向Ｌの略中央位置における上部構成部材２５と下部構成部材２７との接合部分に、軸部材３３が機軸直角方向Ｂに延在するように取り付けられている。

中央保持部材２９は、上部構成部材２５の機軸直角方向Ｂ略中央部分に、ミサイル３の外表面を構成するように配置された矩形状の板部材である。中央保持部材２９の前後方向の長さは上部構成部材２５と略同等であり、機軸直角方向Ｂの長さは切欠部分３１で上部構成部材２５との間に隙間ができる大きさとされている。
中央保持部材２９の前端下部中央には、下方に延在し、下部が後側に曲折した保持部３５が設けられている。
中央保持部材２９は、後端部が上部構成部材２５に、保持部３５の下部がアーム部材２１に取り付けられている。

ラグ１３は、Ｕ字形をし、両方の開放端部分（一端部）が中央保持部材２９の両側に位置する切欠部分３１に挿入され、軸部材３３に回転可能に取り付けられている。ラグ１３の大きさおよび軸部材３３の位置は、図２〜図６に示されるようにラグ１３がミサイル３の外表面に直交するような位置（以下、直立位置という。）にあるとき、ラグ１３の閉鎖端の内側に航空機５に設けられたフック４を受け入れる開口部が形成されるようにされている。
ラグ用コイルばね１７は、軸部材３３の周囲を囲うように取り付けられ、一端部が上部構成部材２５に、他端部がラグ１３に取り付けられている。ラグ用コイルばね１７は、ラグ１３が軸部材３３を中心として前側に、言い換えると、収容部１５側に回転するように付勢している。

ラグ１３には、直立位置における前側下部に外側に突出したラグ突起部（ラグ係合部）３７が備えられている。
ストッパ部材１９は、ラグ１３の両側の脚部に対応して一対備えられている。ストッパ部材１９には、下部構成部材２７に回動自在に支持された機軸直角方向Ｂに延在するストッパ軸３９と、ストッパ軸３９に一体的に取り付けられたストッパ本体４１と、が備えられている。ストッパ本体４１は、ラグ１３の脚部と略同幅の略直方体形状をし、ストッパ軸３９回りに回転可能とされている。

ストッパ本体４１の一辺部のラグ１３側端部には、ラグ突起部３７と係合するストッパ部（係止部）４３が備えられている。
ストッパ軸３９には、軸端部にコイルばね４５が取り付けられている。コイルばね４５は、ストッパ軸３９をストッパ部４３がラグ１３側に移動するように付勢している。
図８および図９に示されるように、ラグ突起部３７とストッパ部４３とが係合するようにすると、ラグ１３が直立位置に保持される。
ストッパ本体４１の一辺部のストッパ部３９と反対側端部には、機軸直角方向Ｂに延在する棒材であるストッパ駆動部材４７がラグ１３の内側空間部分に突出するように取り付けられている。ストッパ駆動部材４７の断面形状は略矩形をし、ストッパ部４３側の角は曲率を有する形状とされている。

アーム部材２１は、各ストッパ部材１９に対してそれぞれ１個備えられている。各アーム部材２１には、曲折された板材で構成されたアーム本体４９と、アーム本体４９の下端部にアーム本体４９から後側に向けて突出するように固定して取り付けられた駆動アーム（駆動部）５１と、下部構成部材２７に回動可能に支持され、アーム本体４９および駆動アーム５１を支持する駆動軸５３とが備えられている。
駆動軸５３には、軸端部にコイルばね５５が取り付けられている。コイルばね５５は、アーム本体４９を自由端部がラグ１３から離れる方向に移動するように付勢している。

アーム本体４９の自由端部には、ワイヤ部材２３の端部がアーム本体４９の自由端部をラグ１３側に引っ張るように接続されている。
駆動アーム５１は、ストッパ駆動部材４７と係合可能な位置に位置し、ミサイル３への装着時、ワイヤ部材２３の張力によって図９に示されるようにストッパ部材１９のラグ１３側への回転を防止する。

アーム本体４９の駆動軸５３からワイヤ部材２３の取付位置までの距離は、駆動アーム５１の駆動軸５３から駆動アーム５１の先端部までの距離の略３倍とされている。したがって、駆動軸５３からワイヤ部材２３の取付位置までの距離は、駆動アーム５１の駆動軸５３から駆動アーム５１がストッパ駆動部材４７へ係合する部分までの距離よりも少なくとも３倍以上とされていることになる。
このようにすると、駆動アーム５１がストッパ駆動部材４７へ係合する部分にかかる荷重をワイヤ部材２３の取付部分にかかる荷重、すなわち、ワイヤ部材に作用する張力の３倍以上にすることができる。
なお、この倍率は、たとえば、２倍以上であれば十分な効果を発揮することができる。

ワイヤ部材２３には、アーム本体４９の自由端に取り付けられ、中央保持部材２９の下方を通って後側に延在する第一ワイヤ５７と、一端が航空機５に取り付けられる第二ワイヤ５９と、第一ワイヤおよび第二ワイヤの自由端部を接続するとともに所定荷重以上の張力が作用すると分離するカプラ（接続部材）６１と、が備えられている。
なお、本実施形態では、第一ワイヤ５７がアーム本体４９、すなわち、アーム部材２１に取り付けられているが、これに限定されるものではない。たとえば、ストッパ部材１９にストッパ部４３がラグ突起部３７から離脱する方向に移動させるように取り付けられていてもよい。

以上、後部懸吊部材９の構造を説明したが、前部懸吊部材７は後部懸吊部材９と同じ構造で前後関係が逆となっている。
したがって、ラグ１３は、ミサイル３にその機軸方向Ｌに沿って間隔を空けて一対備えられていることになる。一対のラグ１３は、収容部１５が対向するように設置されていることになる。ラグ１３は一対のラグ１３間の空間の内側に向けて収容されることになるので、ミサイル３の機軸方向Ｌにおける可動式ラグ１の設置範囲を小さくすることができる。

フック４は、図２に示されるようにワイヤ部材２３との位置関係等から収容部１５側からラグ１３に挿入される。このようにすると、フック４が収容部１５の反対側、言い換えると、ラグ１３間の空間の外側から挿入されるものに比べて可動式ラグの設置範囲を小さくすることができる。

以上のとおり構成された可動式ラグ１の動作について説明する。
図８および図９は、航空機５にミサイル３が装着された状態を示す後部懸吊部材９の部分縦断面図である。図１６は、ミサイル３が航空機５から完全に離脱された後の状態、したがって、航空機５への装着前の状態を示す後部懸吊部材９の部分縦断面図である。

まず、ミサイル３の航空機５への装着について説明する。
図１６の状態から、前部懸吊部材７および後部懸吊部材９のラグ１３を直立位置（ミサイル３の外表面から突出した状態）に起こすと、ラグ１３がストッパ本体４１におけるストッパ部４３のラグ１３側の面を押圧する荷重が無くなる。これにより、ストッパ本体４１がコイルばね４５によってストッパ部４３がラグ１３側に移動するように回転するので、ストッパ部４３がラグ突起部３７に係合する。この状態で、ラグ１３が回転しようとする荷重をストッパ部４３が支持する、すなわち、ラグ突起部３７が移動する方向にかかる力の方向がストッパ軸３９を通りストッパ部４３と直交する垂線に略一致するので、ラグ突起部３７とストッパ部４３とが押し合う状態となり、ラグ１３は直立位置に保持される。

この状態で、ミサイル３を航空機５に搬入し、ラグ１３の開口部分にフック４を挿入し、ミサイルを航空機５に装着する。このように、ラグ１３がミサイル３の外表面から突出した状態に保持されているので、ラグ１３をフック４に装着する手間を削減することができる。
その後、カプラ６１によって第一ワイヤ５７と第二ワイヤ５９とを連結し、ワイヤ部材２３によって前部懸吊部材７および後部懸吊部材９と航空機５とを接続する。
本実施形態では、ワイヤ部材２３の長さは、コイルばね５５によってアーム本体４９の自由端が収容部１５側に移動しようとする力に逆らってアーム本体４９を略直立する位置にする程度の大きさとされている。このとき、駆動アーム５１は、図９に示されるようにその根元部分がストッパ駆動部材４７に係合し、ストッパ本体４１が回転しないように押さえている。

次に、ミサイル３の航空機５からの離脱動作について説明する。
図１０および図１１は、航空機５のフック４がラグ１３から離脱された直後であるミサイル３の落下初期における状態を示す後部懸吊部材９の部分縦断面図である。
ミサイル３を航空機５から射出する場合、まず、フック４をラグ１３から離脱させる。
このとき、ラグ突起部３７とストッパ部４３とが係合し、ラグ１３は直立位置に保持されているので、ラグ１３はフック４の移動に拘わらず回転することはない。これにより、フック４をラグ１３から確実に抜き取ることができる。

ラグ１３からフック４が抜き取られると、ミサイル３はその重量によって航空機５から下方に向けて移動（落下）するので、一端が航空機５に取り付けられたワイヤ部材２３に係る張力が大きくなり、第一ワイヤ５７が取り付けられたアーム本体４９の自由端部が後側に引っ張られる。
アーム本体４９の自由端部が後側に引っ張られると、アーム本体４９は駆動軸５３を中心に後側へ向かって回転するので、アーム本体４９に一体的に取り付けられた駆動アーム５１は先端部が下方に移動するように回転する。

駆動アーム５１の回転に伴って、駆動アーム５１はストッパ駆動部材４７を下方に押すので、図１１に示されるようにストッパ本体４１はストッパ軸３９回りにストッパ部４３がラグ１３、すなわち、ラグ突起部３７から離れる方向に回転される。

図１２および図１３は、ミサイル３がさらに落下した状態を示す後部懸吊部材９の部分縦断面図である。
ミサイル３がさらに落下すると、ワイヤ部材２３の張力によってアーム本体４９の自由端部がさらに後側に引っ張られるので、駆動アーム５１はストッパ駆動部材４７をさらに下方に押すことになる。これにより、ストッパ本体４１はストッパ部４３がラグ突起部３７から離れる方向にさらに回転されるので、図１３に示されるようにストッパ部４３がラグ突起部３７から離脱される。
この位置で、ワイヤ部材２３の張力の方向が、アーム本体４９の延在方向と略一致するので、アーム本体４９の回転が停止する。

ストッパ部４３がラグ突起部３７から離脱されると、ラグ１３を直立位置に保持する力がなくなるので、ラグ１３はラグ用コイルばね１７の付勢力によって軸部材３３を中心として前側に、言い換えると、収容部１５側に回転し、図１４に示されるように収容部１５にミサイル３の外表面から突出しないように収容される。
このとき、ラグ１３はストッパ本体４１のストッパ部４３に隣り合う面を押すので、ストッパ本体４１はストッパ軸３９回りに図１５に示される位置まで回転する。

ラグ１３が収容部１５に収納された後、ミサイル３がさらに落下すると、ワイヤ部材２３に作用する張力が大きくなる。この張力が所定荷重以上になると、カプラ６１が分離し、第一ワイヤ５７と第二ワイヤ５９とが分離されるので、ミサイル３は航空機５から完全に分離される。このように、カプラ６１が分離する張力となるタイミングでミサイル３を分離することができるので、ミサイル３が分離するタイミングを正確に設定することができる。ワイヤ部材２３の長さあるいは所定荷重の大きさを調節すると、ワイヤ部材２３にかかる張力の大きさが所定荷重になるタイミングを調節することができるので、ミサイル３が分離されるタイミングを容易に調節することができる。

なお、本実施形態では、ワイヤ部材２３を分断するカプラ６１を用いているが、カプラ６１を用いないようにしてもよい。この場合、ワイヤ部材２３の張力が大きくなると、ワイヤ部材２３は、途中で、あるいは両端部の取付部で切断されるので、ミサイル３を航空機５から分離することができる。

カプラ６１が分離されると、第一ワイヤ５７の張力が無くなるので、アーム本体４９はコイルばね５５の付勢力によって駆動軸５３回りに前側に回転する。アーム本体４９が前側に回転すると、図１６に示されるように第一ワイヤ５７は引っ張られてミサイル３の内部に収容されるので、ミサイル３の飛行に悪影響を及ぼすことを抑制することができる。

このように、ミサイル３は航空機５から分離され、落下すると、ラグ１３は自動的に、かつ、確実に収容部１５に収納されるので、ラグ１３による空気抵抗を安全かつ確実に削減することができる。
また、可動式ラグ１は、ラグ１３が所定位置にラグ用コイルばね１７によって収容部１５内に位置するように回転可能に設置され、ラグ１３を突出した位置に位置させるストッパ部材１９とそれを解除するアーム部材２１およびワイヤ部材２３とを備えているだけであるので、簡素で小型・軽量な構造とすることができる。このため、航空機への装着を簡便に行なうことができる。

なお、本発明は以上説明した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の変更を行ってもよい。

１ 可動式ラグ
３ ミサイル
４ フック
５ 航空機
１３ ラグ
１５ 収容部
１７ ラグ用コイルばね
１９ ストッパ部材
２１ アーム部材
２３ ワイヤ部材
３７ ラグ突起部
３９ ストッパ軸
４３ ストッパ部
５１ 駆動アーム
５７ 第一ワイヤ
５９ 第二ワイヤ
６１ カプラ
Ｂ 機軸直角方向
Ｌ 機軸方向

Claims (7)

1. 飛しょう体の外表面部に、機軸直角方向に延在する軸線回りに回転可能に取り付けられ、航空機に備えられたフックを受け入れる開口部を有し、前記飛しょう体の機軸方向に間隔を空けて備えられた一対のラグと、
   該各ラグにおける前記機軸方向の前あるいは後に設けられ、前記飛しょう体側に倒れた前記ラグを前記飛しょう体の外表面から突出しないように収容する収容部と、
   前記ラグを前記収容部側へ回転するように常時付勢するラグ付勢部材と、
   前記ラグに設けられたラグ係合部と係合し、前記ラグを前記外表面から突出した状態に保持する係止部を有する係止部材と、
   前記航空機に取り付けられ、その張力によって前記係止部材を、前記係止部が前記ラグ係合部との係合を解除するように移動させるワイヤ部材と、
   が備えられていることを特徴とする可動式ラグ。
2. 前記係止部材は、前記ラグの前記収容部側下部に少なくとも機軸直角方向の一部が前記ラグと接触するように配置され、機軸直角方向に延在する係止軸回りに回転可能に保持されるとともに前記係止部が前記ラグ側へ回転するように常時付勢されていることを特徴とする請求項１に記載の可動式ラグ。
3. 飛しょう体に移動可能に取り付けられ、前記係止部材と係合可能とされる駆動部を有する駆動部材を備え、前記駆動部材は、接続された前記ワイヤ部材の張力によって移動し、この移動に伴って前記駆動部は前記係止部材を前記係止部が前記ラグ係合部との係合を解除するように移動させることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の可動式ラグ。
4. 前記ワイヤ部材は、前記係止部材あるいは前記駆動部材に取り付けられた第一ワイヤと、前記航空機に取り付けられた第二ワイヤと、前記第一ワイヤおよび前記第二ワイヤの自由端部を接続するとともに所定荷重以上の張力が作用すると分離する接続部材と、を備えていることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載の可動式ラグ。
5. 前記駆動部材は、機軸直角方向に延在する駆動軸回りに回転可能に支持され、該駆動軸を挟んで一方側に前記ワイヤ部材が接続され、
   前記駆動軸から前記ワイヤ部材の取付部分までの距離は、前記駆動軸から駆動部が前記係止部材へ係合する部分までの距離よりも大きくされていることを特徴とする請求項３または請求項４に記載の可動式ラグ。
6. 前記一対のラグは、前記収容部が対向するように設置されていることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載の可動式ラグ。
7. 請求項１から請求項６のいずれか１項に記載の可動式ラグを備えていることを特徴とする飛しょう体。
   

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