JP2680705B2 - 宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、垂直尾翼を折りたたみ、また展開して作動
位置におくことができるようにした宇宙往還航空機の垂
直尾翼折りたたみ装置に関する。

〔従来の技術〕

従来考えられている宇宙往還航空機の一例は、第５図
に示すように、宇宙ステーションとのドッキングの際、
邪魔にならないように垂直尾翼02が主翼01の端部に装着
されている。

〔発明が解決しようとする課題〕

前記の宇宙往還航空機の場合、垂直尾翼02のうちの一
方は第５図（ｂ）中矢印に示す空気流からみて、胴体03
の陰に隠れる形となり、第６図に示される通常の航空機
の垂直尾翼04のように、胴体03によって加速される気流
を利用することができないため、その効きは効率的なも
のではない。

また、通常小型の宇宙往還航空機は、第２図に示すよ
うにロケット21の先端につけて打上げられることが多
い。

この際、宇宙往還航空機の大気圏再突入時における空
力安定性を付与するに必要な面積の垂直尾翼02を設ける
と、ロケット全体に対し、宇宙往還航空機が空力的不安
定用要素となり、ロケットの制御がそれだけ困難にな
る。

前記の問題点に鑑みて、宇宙往還航空機の胴体03の左
右対称位置に垂直尾翼04を２個設けて、垂直尾翼04の全
高を低減させることも考えられるが、この場合には、垂
直尾翼04が胴体03上に突出することによって、宇宙空間
における諸活動、例えば宇宙ステーションに対するドッ
キング等に支障をきたすことになる。

本発明は、前記の従来の宇宙往還航空機の問題点を解
決した垂直尾翼折りたたみ装置を提供しようとするもの
である。

〔課題を解決するための手段〕

本発明の宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ装置
は、打上げロケットに搭載されて宇宙空間へ打上げられ
地上へ帰還する宇宙往還航空機において、宇宙往還航空
機の後端上部にその端部が枢着され、宇宙往還航空機の
機体軸方向に回動自在な垂直尾翼、宇宙往還航空機に付
設され、垂直尾翼に設けられた係合手段と着脱し、垂直
尾翼との相対移動を阻止又は許容する第１のロック装
置、第１のロック装置の係合を解除し、垂直尾翼を作動
位置に展開する駆動装置、及び展開された垂直尾翼をそ
の作動位置に保持する第２のロック装置とからなる。

〔作 用〕

本発明の宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ装置に
よれば、ロケットによる打上げ時及び宇宙活動時には、
垂直尾翼の係合手段と航空機に付設された第１のロック
装置が掛合して、垂直尾翼は折りたたまれ、不安定な空
気力の発生を防止し、またドッキング等の宇宙活動の支
障を最小とする。

さらに、宇宙往還航空機の帰還時における大気圏への
再突入時には、駆動装置によって、係合手段と第１のロ
ック装置の係合が解除された後、垂直尾翼は作動位置へ
展開されて、第２のロック装置によって作動位置に保持
され、必要な空力安定性が確保される。

〔実施例〕

本発明の一実施例を第１図ないし第４図によって説明
する。

本実施例は、第２図に示すように、打上げロケット21
の先端に取付けられて宇宙空間へ打上げられ、その後地
上へ帰還する宇宙往還航空機に装着される垂直尾翼の折
りたたみ、展開を行う宇宙往還航空機垂直尾翼折りたた
み装置に係る。

第１図に示すように、１個の垂直尾翼２の端部は、胴
体１の後端上部にピボット３によって枢着されて、垂直
尾翼２は、航空機の機体軸方向に回動できるようになっ
ている。

胴体１の後端には、第３図に示すように下方から上方
にかけて、点火装置11、同点火装置11によって着火する
推進薬10及び同推進薬10で押し出されるロッド12が設け
られている。

また、垂直尾翼２のピボット３の後方には、二叉状の
加速レバー６の基部が回転中心７まわりに回動できるよ
う胴体１に枢着されている。

これらの点火装置11、推進薬10、ロッド12および加速
レバー６によって、本発明の駆動装置を構成するように
している。

また、二叉状の加速レバー６の一方の先端は、前記ロ
ッド12の上端に接触し、推進薬10の着火により矢視で示
すように、伸展するロッド12により押し出され、加速レ
バー６を回転中心７まわりに回動させる。

さらに、加速レバー６の他方の先端には、90度折り曲
げられたロックピン４の後端部がはまり込む溝15が形成
され、このロックピン４の先端部は、垂直尾翼２に設け
られたラグ５に穿設された穴に嵌合されて、その摩擦力
で固定され、第１図に実線で示す垂直尾翼２を折りたた
み位置に保持するようにしている。

従って、上述したように伸展するロッド12により押し
出され、回転中心７まわりに加速レバー６が反時計方向
に回動すると、ロックピン４は機体側固定の一定線上を
スライドするように移動し、その先端部は嵌合している
ラグ５の穴から引き抜かれ、垂直尾翼２の折りたたみ位
置における固定が解除される。

また、垂直尾翼の先端には、上下に２個の凹部13,14
が設けられ、第３図に示される垂直尾翼２の折りたたみ
位置では、下方の凹部14に胴体１に一端が取付けられた
バネ９で付勢されたロックピン８が係合している。

これらのロックピン４、ラグ５、バネ９で付勢された
ロックピン８および下方の凹部14が、胴体１、言葉を代
えて言えば宇宙往還航空機と垂直尾翼２との相対移動を
阻止又は許容する第１のロック装置を構成する。

さらに、バネ９で付勢されたロックピン８および上方
の凹部13が、第１図に点線で示すように胴体１の上方に
展開された垂直尾翼２を、その作動位置に保持する第２
のロック装置を構成する。

以上のように構成された本実施例では、打上げロケッ
トによる打上時及び宇宙往還航空機が宇宙空間にあると
きには、第１図中の実線及び第３図に示すように、垂直
尾翼２を折りたたみ位置とする。

このとき、ロックピン４とラグ５との間の摩擦力と、
凹部14とロックピン８との係合による第１のロック装置
の阻止作動によって垂直尾翼２は折りたたみ位置に保持
される。

このように、垂直尾翼２を折りたたみ位置に保持する
ことによって、垂直尾翼２の全高が低くなり、第２図に
示すロケット21と宇宙往還航空機からなるロケット全体
の打上げ飛翔時の空力不安定モーメントが減少され、打
上げ時の制御が容易となる。

また、宇宙往還航空機の宇宙空間における活動時にお
いても、垂直尾翼２が折りたたみ位置に保持されるため
に、第４図に示すように宇宙ステーション20と胴体１の
上方が接続する宇宙往還航空機のドッキング等の宇宙活
動を容易にすることができる。

さらに、宇宙空間での活動が終了し、宇宙往還航空機
の地上への帰還時には、大気圏への再突入に先立って、
駆動装置を構成する点火装置11を作動させて推進薬10に
着火する。

着火された推進薬10は、ロッド12を押し上げ加速レバ
ー６を第３図矢印方向に回転中心７まわりに回転させ
て、第１のロック装置を構成するロックピン４をラグ５
から外し、それまで垂直尾翼２を折りたたみ位置に固定
して、胴体１との相対移動の阻止を解除すると共に、加
速レバー６は更に回転して一方の先端でラグ５を押す。

これによって、上述したロックピン４とラグ５ととも
に、垂直尾翼２を折りたたみ位置に固定して、胴体１と
の相対移動を阻止していた下方の凹部14とロックピン８
との係合も解除され、垂直尾翼２の胴体１との相対移動
が許容されるようになる。

相対移動が許容された垂直尾翼２は、加速レバー６の
一方の先端で更に押圧されて、ピボット３まわりに回動
して、第１図に点線で示した作動位置に展開し、この位
置で第２のロック装置を構成するバネ９で付勢されたロ
ックピン８と上方の凹部13の係合によって、垂直尾翼２
が作動位置に保持される。

以上述べた、折りたたみ位置にある垂直尾翼２の作動
位置への展開操作は、大気圏への再突入前の真空状態の
中で行なわれるために、抵抗が少く円滑に行なわれる。

このように、垂直尾翼２が作動位置に突出した宇宙往
還航空機は、大気圏の飛行中に所要の空力安定性が付与
される。

以上説明したように、本実施例は、打上げ時及び宇宙
空間にある時には、第１のロック装置によって垂直尾翼
２を折りたたみ状態とし、不安定な空気力の発生を防
ぎ、また宇宙ステーションのドッキング等の宇宙活動を
容易にすることができる。

更に、帰還時には、第１のロック装置を解除して折り
たたみ状態にある垂直尾翼２を駆動装置により展開し、
第２のロック装置により作動位置に保持し、作動状態と
することによって、空気中の飛行時の所要の空力安定性
を得ることができる。

しかも、垂直尾翼２は胴体１の後端上部に設置されて
あり、従来の宇宙往還航空機の主翼端に設けられた垂直
尾翼に比して、大きい空気力を得ることができ、より大
きな空力安定性を得ることができる。

〔発明の効果〕

この発明は、次の効果を奏することができる。

（１） 宇宙往還航空機の打上げ時には、垂直尾翼が折
りたたまれ、空力不安定モーメントを減らし、ロケット
全体の打上げ飛翔時の制御を容易にすることができる。

（２） 宇宙往還航空機が宇宙空間にあるときは、垂直
尾翼を折りたたんだ状態に保持することにより、ドッキ
ング等の宇宙空間活動を容易にすることができる。

（３） 宇宙往還航空機の大気圏への再突入時には、垂
直尾翼は引き出されて作動位置をとり、空気中の飛行時
における所要の空力安定性に寄与することができる。

しかも、主翼端に設ける従来の垂直尾翼に比べ、同一
面積で、より大きな空力安定性が得られる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例に係る垂直尾翼の折りたたみ
状態の説明図、第２図は同実施例を備えた宇宙往還航空
機のロケット打上げ時の説明図、第３図は同実施例の要
部の立面図、第４図は同実施例を備えた宇宙往還航空機
の宇宙ステーションとドッキングの説明図、第５図
（ａ），（ｂ）はそれぞれ従来の翼端垂直尾翼を示す斜
視図と正面図、第６図は従来の単垂直尾翼をもつ航空機
の正面図である。 １……胴体、２……垂直尾翼、３……ピボット、 ４……ロックピン、５……ラグ、６……加速レバー、 ７……加速レバーの回転中心、８……ロックピン、 ９……バネ、10……推進薬、11……点火装置、 13,14……凹部。

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】打上げロケットに搭載されて宇宙空間へ打
   上げられ地上へ帰還する宇宙往還航空機において、前記
   宇宙往還航空機の後端上部にその端部が枢着され、前記
   宇宙往還航空機の機体軸方向に回動自在な垂直尾翼、前
   記宇宙往還航空機に付設され、前記垂直尾翼に設けられ
   た係合手段と着脱し、前記垂直尾翼と前記宇宙往還航空
   機との相対移動を阻止又は許容する第１のロック装置、
   前記第１のロック装置の係合を解除し、垂直尾翼を作動
   位置に展開する駆動装置、及び展開された前記垂直尾翼
   をその作動位置に保持する第２のロック装置とからなる
   ことを特徴とする宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ
   装置。