JP2954948B2 - 空中飛翔体 - Google Patents
空中飛翔体Info
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- JP2954948B2 JP2954948B2 JP1069435A JP6943589A JP2954948B2 JP 2954948 B2 JP2954948 B2 JP 2954948B2 JP 1069435 A JP1069435 A JP 1069435A JP 6943589 A JP6943589 A JP 6943589A JP 2954948 B2 JP2954948 B2 JP 2954948B2
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- aerial flying
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Current-Collector Devices For Electrically Propelled Vehicles (AREA)
Description
本発明は、少なくとも１つの解放自在な動力部を備え
た空中飛翔体に関するものである。本発明は、このよう
な動力部（単数又は複数）が前記空中飛翔体に同軸に設
けられていても、或いは該空中飛翔体の周囲に配置され
ていても、ミサイルや、ロケット等のような任意の空中
飛翔体に適用可能である。このような解放可能な動力部
は、例えば消耗性加速装置であって、所望の速度値を前
記空中飛翔体に与えるように企図されている。
た空中飛翔体に関するものである。本発明は、このよう
な動力部（単数又は複数）が前記空中飛翔体に同軸に設
けられていても、或いは該空中飛翔体の周囲に配置され
ていても、ミサイルや、ロケット等のような任意の空中
飛翔体に適用可能である。このような解放可能な動力部
は、例えば消耗性加速装置であって、所望の速度値を前
記空中飛翔体に与えるように企図されている。
動力部がその作用を遂行した後、空中飛翔体の架台か
らこの動力部を分離するために、基本的に２つの方法が
知られている。 積極的と見なすことができる第１の方法では、論理装
置によって制御されるカッタコード（cutter cords）、
爆発ボルト、排出スプリング等のような機械的又は火薬
技術的部材を用いている。従って、このような積極的分
離の機構は複雑である。更に、その信頼性は完全ではな
い。 第２の方法は、分離が動力部の空力抵抗の作用下に自
発的に行われるので、自然分離法と呼ばれている。 このような自然分離を用いるように提案された空中飛
翔体においては、動力部は、該動力部の軸心に平行な滑
り結合を構成するが該動力部を空中飛翔体に対して回転
しないように固定する精密嵌めによって、空中飛翔体の
架台に接続される。 このようにして、空中飛翔体の発射の際や、動力部の
作用下における該空中飛翔体の飛行中に、空中飛翔体の
架台の空力抵抗及び滑り結合の摩擦力によって強化され
るが動力部の空力抵抗によって減少される該動力部の推
進力もしくは推力は、空中飛翔体上への動力部の接続を
確実にする。 他方、動力部の作動終期においては、推進力は、相当
に減少して（推力減退）解消され、その結果、動力部を
空中飛翔体の架台に対して固定状態に維持することが不
十分になる。その後、動力部の空力抵抗が滑り結合の摩
擦力に勝ち、そして空中飛翔体の架台の空力抵抗の作用
に抗して、動力部が空中飛翔体の架台から自然に分離す
る。
らこの動力部を分離するために、基本的に２つの方法が
知られている。 積極的と見なすことができる第１の方法では、論理装
置によって制御されるカッタコード（cutter cords）、
爆発ボルト、排出スプリング等のような機械的又は火薬
技術的部材を用いている。従って、このような積極的分
離の機構は複雑である。更に、その信頼性は完全ではな
い。 第２の方法は、分離が動力部の空力抵抗の作用下に自
発的に行われるので、自然分離法と呼ばれている。 このような自然分離を用いるように提案された空中飛
翔体においては、動力部は、該動力部の軸心に平行な滑
り結合を構成するが該動力部を空中飛翔体に対して回転
しないように固定する精密嵌めによって、空中飛翔体の
架台に接続される。 このようにして、空中飛翔体の発射の際や、動力部の
作用下における該空中飛翔体の飛行中に、空中飛翔体の
架台の空力抵抗及び滑り結合の摩擦力によって強化され
るが動力部の空力抵抗によって減少される該動力部の推
進力もしくは推力は、空中飛翔体上への動力部の接続を
確実にする。 他方、動力部の作動終期においては、推進力は、相当
に減少して（推力減退）解消され、その結果、動力部を
空中飛翔体の架台に対して固定状態に維持することが不
十分になる。その後、動力部の空力抵抗が滑り結合の摩
擦力に勝ち、そして空中飛翔体の架台の空力抵抗の作用
に抗して、動力部が空中飛翔体の架台から自然に分離す
る。
従って、このような自然分離法は、製造及び実施の両
方が容易であるという相当な利点を示す。しかし、この
自然分離法は、作動させる力を修得しにくいという事実
に関連して、相当な欠陥をもたらす。 実際に、滑り接続における摩擦力は、接触面の状態、
使用が予想される潤滑剤及び間隙、即ち空中飛翔体の架
台に対する動力部の嵌合についての製造公差等に依存し
ている。更に、例えば保管中の軍需品のように、滑り結
合が長期間に亙って動かされない時に、固定化現象が起
こることがある。 更に、空中飛翔体及び動力部のアセンブリの剛性を確
実にする滑り結合は分離の際に相当な抑制モーメントを
受けることがある。空中飛翔体の空気力学や長手方向の
機械的振動に起因するこのようなモーメントは、摩擦力
のレベルに相当な影響を及ぼす。終りに、回転に対する
滑り結合の不動化は、（空気力学又は振動による原因と
同様に）嵌合における捩り偶力による付加的な摩擦の発
生に役立つことがある。 推力減退時の動力部の推進力に関しては、これら推進
力もまた、空力的な力と同様に、特に、空中飛翔体と動
力部間の該空力的な力の分布と同様に、良く知られてい
ない。 更に、分離のために期待され、また、分離を促進する
ために大きいことが望ましい唯一の力である動力部の空
力抵抗は、勿論、経済性の理由のためにできるだけ低減
されねばならない。 従って、自然分離に用いられる力のレベルに関して
は、避けられない不確実性がある。このような不確実性
は、分離の瞬間の非常に大きなディスパージョンもしく
は分散（dispersion）になる。このような分離は或る場
合には全く起こらないかも知れない。いずれにしても、
空中飛翔体のその後の飛行プログラムがこれによって一
層乱される。自然分離法は非常に魅力があるが、特に近
代武器体系においては受け入れ難い作動上の偶発性を含
んでいる。 このような欠陥を解消するために、制動パラシュート
が開くことにより発生したり、或は滑り結合に設けられ
た排出スプリングによって発生するような、分離に対し
て好適な新しい力の導入からなる種々の改良が計画され
てきた。 しかし、このような改良には、トリガーとなる論理が
必要で、積極的な分離方法に関する上述した欠点が再び
入ってくる。更に、自然分離は最早問題にならない。 本発明の目的はこのような欠点を解決することにあ
る。本発明は、制御可能な補助装置を用いることなく、
空中飛翔体の架台から一時的な動力部を安全に自然に分
離することを可能にする。
方が容易であるという相当な利点を示す。しかし、この
自然分離法は、作動させる力を修得しにくいという事実
に関連して、相当な欠陥をもたらす。 実際に、滑り接続における摩擦力は、接触面の状態、
使用が予想される潤滑剤及び間隙、即ち空中飛翔体の架
台に対する動力部の嵌合についての製造公差等に依存し
ている。更に、例えば保管中の軍需品のように、滑り結
合が長期間に亙って動かされない時に、固定化現象が起
こることがある。 更に、空中飛翔体及び動力部のアセンブリの剛性を確
実にする滑り結合は分離の際に相当な抑制モーメントを
受けることがある。空中飛翔体の空気力学や長手方向の
機械的振動に起因するこのようなモーメントは、摩擦力
のレベルに相当な影響を及ぼす。終りに、回転に対する
滑り結合の不動化は、（空気力学又は振動による原因と
同様に）嵌合における捩り偶力による付加的な摩擦の発
生に役立つことがある。 推力減退時の動力部の推進力に関しては、これら推進
力もまた、空力的な力と同様に、特に、空中飛翔体と動
力部間の該空力的な力の分布と同様に、良く知られてい
ない。 更に、分離のために期待され、また、分離を促進する
ために大きいことが望ましい唯一の力である動力部の空
力抵抗は、勿論、経済性の理由のためにできるだけ低減
されねばならない。 従って、自然分離に用いられる力のレベルに関して
は、避けられない不確実性がある。このような不確実性
は、分離の瞬間の非常に大きなディスパージョンもしく
は分散（dispersion）になる。このような分離は或る場
合には全く起こらないかも知れない。いずれにしても、
空中飛翔体のその後の飛行プログラムがこれによって一
層乱される。自然分離法は非常に魅力があるが、特に近
代武器体系においては受け入れ難い作動上の偶発性を含
んでいる。 このような欠陥を解消するために、制動パラシュート
が開くことにより発生したり、或は滑り結合に設けられ
た排出スプリングによって発生するような、分離に対し
て好適な新しい力の導入からなる種々の改良が計画され
てきた。 しかし、このような改良には、トリガーとなる論理が
必要で、積極的な分離方法に関する上述した欠点が再び
入ってくる。更に、自然分離は最早問題にならない。 本発明の目的はこのような欠点を解決することにあ
る。本発明は、制御可能な補助装置を用いることなく、
空中飛翔体の架台から一時的な動力部を安全に自然に分
離することを可能にする。
この目的から、本発明によれば、空中飛翔体は、短時
間に解放可能な動力部（２）と、該動力部（２）の前部
を前記空中飛翔体の架台（３）の後尾部に接続する滑り
摩擦嵌合部と、前記動力部の前部と前記空中飛翔体の後
尾部との間に設けられた内部空所（16）と、前記空中飛
翔体の外部と前記内部空所との間に連通をもたらすため
の連通手段とを備え、前記滑り摩擦嵌合部は、前記動力
部により発生されて、前記滑り摩擦嵌合部の摩擦作用と
前記空中飛翔体の前記架台の空力抵抗とに加わる推力
が、前記動力部の空力抵抗に加わる前記内部凹所の圧力
による力よりも強い限り、前記空中飛翔体の前記架台に
関する前記動力部の接続を確実にすると共に、逆に、前
記動力部の空力抵抗に加わる前記内部凹所の圧力による
力が、前記滑り摩擦嵌合部の摩擦作用と前記空中飛翔体
の前記架台の空力抵抗とに加わる推力よりも強い時に、
前記空中飛翔体の前記架台からの前記動力部の滑動分離
を確実にし、該滑動分離が積極的な分離手段を必要とし
ないようにしている。 このようにして、内部空所は空中飛翔体の周りの空力
的な流れの全圧力の少なくとも一部と等しい圧力の下に
置かれ、その結果、動力部の自然分離に好適な力が内部
空所に生じる。 このような内部空所は動力部と空中飛翔体の架台との
間の構造の近傍に大体存在する。勿論、この内部空所が
無い場合には、特に本発明の実施の観点から同内部空所
を設ける必要がある。 外部への圧力タップの配設によって空中飛翔体の架台
周りの空力的特性を乱さないために、動力部を介して連
通をもたらすのが好適である。実際には、動力部は、空
中飛翔体の発射中と、切り離される前の飛翔通路の初期
部分とにおける空中飛翔体の推進のみのために一般的に
企図されているので、このような連通によって変更され
る動力部の空力的特性が在っても、乱れは殆どない。更
に、このような圧力タップは空力抵抗を増大し、従っ
て、圧力タップを動力部上に配設すれば、その場合には
圧力タップが動力部の分離を促進するので、動力部上に
圧力タップを設けるのが好適である。 現行のように、動力部は、該動力部が取り付けられる
空中飛翔体の部分の直径よりも大きな直径を有し、該空
中飛翔体の該部分は、動力部に結合された円錐スカート
部で該動力部に接続されていれば、該円錐スカート部を
介して連通がもたらされることが好適である。この場合
に、少なくとも１つの導管によってこのような連通がも
たらされる場合には、外部にある導管のオリフイスが空
中飛翔体の前方に好適に向けられるので、空気の流入が
促進される。 このような連通は複数が好適である。 推奨実施例では、連通用の導管は通気孔によって空中
飛翔体の外部に延長されている。この場合、通気孔は、
空中飛翔体の軸心と少なくともほぼ平行で且つ空中飛翔
体の前方に向けられているのが好適である。 勿論、連通が複数の場合には、空中飛翔体の軸心に関
して対称であることが好適である。複数の通気孔の配置
の仕方は、所望の圧力を回復するために、超音速流にお
ける衝撃波の存在の可能性を考慮に入れている。
間に解放可能な動力部（２）と、該動力部（２）の前部
を前記空中飛翔体の架台（３）の後尾部に接続する滑り
摩擦嵌合部と、前記動力部の前部と前記空中飛翔体の後
尾部との間に設けられた内部空所（16）と、前記空中飛
翔体の外部と前記内部空所との間に連通をもたらすため
の連通手段とを備え、前記滑り摩擦嵌合部は、前記動力
部により発生されて、前記滑り摩擦嵌合部の摩擦作用と
前記空中飛翔体の前記架台の空力抵抗とに加わる推力
が、前記動力部の空力抵抗に加わる前記内部凹所の圧力
による力よりも強い限り、前記空中飛翔体の前記架台に
関する前記動力部の接続を確実にすると共に、逆に、前
記動力部の空力抵抗に加わる前記内部凹所の圧力による
力が、前記滑り摩擦嵌合部の摩擦作用と前記空中飛翔体
の前記架台の空力抵抗とに加わる推力よりも強い時に、
前記空中飛翔体の前記架台からの前記動力部の滑動分離
を確実にし、該滑動分離が積極的な分離手段を必要とし
ないようにしている。 このようにして、内部空所は空中飛翔体の周りの空力
的な流れの全圧力の少なくとも一部と等しい圧力の下に
置かれ、その結果、動力部の自然分離に好適な力が内部
空所に生じる。 このような内部空所は動力部と空中飛翔体の架台との
間の構造の近傍に大体存在する。勿論、この内部空所が
無い場合には、特に本発明の実施の観点から同内部空所
を設ける必要がある。 外部への圧力タップの配設によって空中飛翔体の架台
周りの空力的特性を乱さないために、動力部を介して連
通をもたらすのが好適である。実際には、動力部は、空
中飛翔体の発射中と、切り離される前の飛翔通路の初期
部分とにおける空中飛翔体の推進のみのために一般的に
企図されているので、このような連通によって変更され
る動力部の空力的特性が在っても、乱れは殆どない。更
に、このような圧力タップは空力抵抗を増大し、従っ
て、圧力タップを動力部上に配設すれば、その場合には
圧力タップが動力部の分離を促進するので、動力部上に
圧力タップを設けるのが好適である。 現行のように、動力部は、該動力部が取り付けられる
空中飛翔体の部分の直径よりも大きな直径を有し、該空
中飛翔体の該部分は、動力部に結合された円錐スカート
部で該動力部に接続されていれば、該円錐スカート部を
介して連通がもたらされることが好適である。この場合
に、少なくとも１つの導管によってこのような連通がも
たらされる場合には、外部にある導管のオリフイスが空
中飛翔体の前方に好適に向けられるので、空気の流入が
促進される。 このような連通は複数が好適である。 推奨実施例では、連通用の導管は通気孔によって空中
飛翔体の外部に延長されている。この場合、通気孔は、
空中飛翔体の軸心と少なくともほぼ平行で且つ空中飛翔
体の前方に向けられているのが好適である。 勿論、連通が複数の場合には、空中飛翔体の軸心に関
して対称であることが好適である。複数の通気孔の配置
の仕方は、所望の圧力を回復するために、超音速流にお
ける衝撃波の存在の可能性を考慮に入れている。
本発明は添付図面を参照した以下の説明から容易に理
解されよう。 図を参照すると、第１図及び第２図は、一時的動力部
即ち加速装置２（例えば火薬を用いる）を有する空中飛
翔体１を一部断面で概略的に示すもので、該加速装置２
の前部は空中飛翔体の架台３の後尾部に装着されてい
る。この実施例においては、加速装置２が空中飛翔体１
の架台３と同軸であるとしているが、この特定の構成が
本発明にとり必須でないことは明らかである。例えば、
加速装置２の軸心は、空中飛翔体１の軸心と平行ではあ
るが、空中飛翔体１の軸心に対して偏心していてもよ
い。この場合、加速装置２の前部は空中飛翔体１の架台
３の後尾部に強制的には連結されていない。第１図及び
第２図において、加速装置２の直径が空中飛翔体１の架
台３の直径よりも大きいことになっているが、これも同
様に強制されるものではない。 図示の実施例において、空中飛翔体１の架台２の後尾
部（残りの部分に別の加速装置を備えることが多分可能
である）は、同軸でかつ段が付けられた２つの円筒形の
支持面4,5を備えている。加速装置２の前部は、円筒形
の支持面4,5にそれぞれ当接するようになっている円筒
形の内面7,8が備えられた円筒部６を有する。空中飛翔
体１の架台３の後尾部にある横肩部９は、加速装置２の
前進ストッパとして作用するために、円筒部６の端前縁
10と協同する。 支持面4,5と円筒形の内面7,8間の嵌合は緊密であり、
円筒形の内面7,8が支持面4,5に当接すると共に前端縁10
が横肩部９に対峙して当接する時に、円筒部６の外形面
11は空中飛翔体１の架台３の後尾部の外形面12の延長と
なる。 外形面11は円錐スカート部14によって加速装置２の外
形面13に更に接合される。 長手方向の溝・リブ機構15は加速装置２と空中飛翔体
１の架台３を互いに回転しないように固定する。 空中飛翔体１の架台３の後尾部と加速装置２の前部と
の間には、円筒部６内に、閉じた内部空所16が形成され
ている。 第３図は、本発明に従って改良された第１図及び第２
図の空中飛翔体１を示している。図から分かるように、
本発明に従って、内部空所16は、この場合、外側の通気
孔（連通手段）18が設けられた１つ以上の導管（連通手
段）17によって外部と連通する状態に置かれている。図
示の実施例において、導管17と外側の通気孔18は円錐ス
カート部14に設けられている。通気孔18は、動力部の軸
心と少なくともほゞ平行に且つ空中飛翔体１の前部に向
かい方向付けられて配置されている。 このようにして、空中飛翔体１の発射の際又は加速装
置２の作用下の飛行中に、加速装置２の推力は、横肩部
９に対して加速装置２の前端縁10を押圧するように作用
する。従って、加速装置２は、空中飛翔体１の架台によ
り長手方向に不動にされる。更に、長手方向の溝・リブ
機構15によって加速装置２と架台３は互いに回転しない
ように固定される。 動力部即ち加速装置２の推力の作用は、空中飛翔体１
の架台３に加わる空力抵抗と、支持面4,5及び円筒形の
内面7,8間にそれぞれ存在する摩擦力とによって更に強
化される。他方、このような作用は、加速装置２に加わ
る空力抵抗と、内部空所16内にある圧力に基く力とによ
って、反対の作用を受ける。実際に、通気孔18と導管17
は、飛行中の空中飛翔体１の付近に在る空力的過圧力の
少なくとも一部を導管17に伝えることが可能である。 このようにして、加速装置２がその作動の終りに至る
と、その推力が相当低下されるが、空中飛翔体１の速度
は速い。従って、内部空所16内の過圧力に基く力は、加
速装置２の空力抵抗による助成下に、加速装置２を空中
飛翔体１の架台３との固定状態に維持しようとする力の
作用に打ち勝つ。前端縁10は肩部９から離れ、円筒形の
内面7,8は、長手方向の溝・リブ機構15によって長手方
向に案内されて支持面4,5上を後方に滑動する。加速装
置２は、空中飛翔体１の架台３から完全に離れるまでこ
の後方運動を続けることができる。 内部空所16内の過圧力に基く力の作用を改善するため
に、支持面4,5間と、円筒形の内面7,8間とに、シール手
段として図示しない潤滑剤を配置することが可能であ
る。このようにして、円筒形の内面7,8が支持面4,5と接
触を維持している限り、かかる段階での流体の不時の漏
洩が避けられる。支持面４と円筒形の内面７及び支持面
５と円筒形の内面８は滑り摩擦嵌合部を構成する。 内部空所16の容積と導管17及び通気孔18の直径とは、
分離段階にある間、空中飛翔体１と加速装置２が接触し
ている限り圧力による力のレベルが維持されるように、
寸法が決められている。内部空所16の直径によって、圧
力による力のレベルが部分的に決められる。 流れの速度の関数である全圧（静的及び動的）は内部
空所16に伝えられる。この圧力は、加速装置２の前面19
と空中飛翔体１の架台３の基部20との両方に作用する。
即ち、この圧力は、加速装置の前面に対しては、同加速
装置を離そうとする力を生じ、空中飛翔体の後尾に対し
ては、同後尾を各嵌合部（支持面４と内面７、支持面５
と内面８、横肩部９と前端縁10）から放出させようとす
る力を生じる。このように発生した力は、その発生源に
起因して、分離に好適な力の均衡の差により干渉を受け
る抗力の大きさの程度のものである。しかし、これは力
の均衡に加えられる合計である。これは、加速装置２に
関する空中飛翔体１の架台３の非常に動的な相対運動に
なり、この相対運動は、加速装置の加速の推力減退の初
期から起こる。 第４図の変形実施例においては、突出する通気孔18
は、省略されていて、円錐スカート部14と面一に開口し
た通気孔（連通手段）21と置き換えられている。 本発明は、自然分離の信頼性を相当に高めることを可
能にする。この自然分離は、付加される力のため、実際
に規則正しく起こる。更に、分離の際の相対運動が迅速
であるため、各嵌合部（支持面４と内面７、支持面５と
内面８、横肩部９と前端縁10）の分離後、空中飛翔体１
の架台３と加速装置２の間の衝撃の危険が排除される。
更に、分離の瞬間には、推進即ち加速装置２の燃焼時に
固有なディスパージョンもしくは分散だけを受ける。 この信頼性の利点についての費用は実質的に零で、本
発明の実施に容易さを与えている。また、重量の増加
も、動く機械的部分も無く、空中飛翔体点火前の設定や
作動の制御も無い。全体的に静的で不動的であるから、
本発明の装置は非常に信頼性がある。 更に、加速装置２の抗力の役目が分離の際に最早優勢
でなく、このような抗力は、例えば加速装置の直径の減
少や加速装置の外形の空力的な改良によって任意に減少
できる。これは重量や推進エネルギの節約になる。 更に、長手方向のロック装置（図示せず）が加速装置
２と空中飛翔体１の架台３との間に設けられていれば、
内部空所16内の圧力を、点火後の飛行中における滑り摩
擦嵌合部（支持面４と円筒形の内面７、支持面５と円筒
形の内面８）から上記ロック装置をアンロックするため
に使用しうることが分かる。 本発明は、勿論、図示の実施例以外のものにも適用で
る。説明された形式の種々な嵌合は、放出中の所要の制
御及び飛行中に耐えるべき嵌合モーメントに依存して、
可変案内面を有するものが使用できる。
解されよう。 図を参照すると、第１図及び第２図は、一時的動力部
即ち加速装置２（例えば火薬を用いる）を有する空中飛
翔体１を一部断面で概略的に示すもので、該加速装置２
の前部は空中飛翔体の架台３の後尾部に装着されてい
る。この実施例においては、加速装置２が空中飛翔体１
の架台３と同軸であるとしているが、この特定の構成が
本発明にとり必須でないことは明らかである。例えば、
加速装置２の軸心は、空中飛翔体１の軸心と平行ではあ
るが、空中飛翔体１の軸心に対して偏心していてもよ
い。この場合、加速装置２の前部は空中飛翔体１の架台
３の後尾部に強制的には連結されていない。第１図及び
第２図において、加速装置２の直径が空中飛翔体１の架
台３の直径よりも大きいことになっているが、これも同
様に強制されるものではない。 図示の実施例において、空中飛翔体１の架台２の後尾
部（残りの部分に別の加速装置を備えることが多分可能
である）は、同軸でかつ段が付けられた２つの円筒形の
支持面4,5を備えている。加速装置２の前部は、円筒形
の支持面4,5にそれぞれ当接するようになっている円筒
形の内面7,8が備えられた円筒部６を有する。空中飛翔
体１の架台３の後尾部にある横肩部９は、加速装置２の
前進ストッパとして作用するために、円筒部６の端前縁
10と協同する。 支持面4,5と円筒形の内面7,8間の嵌合は緊密であり、
円筒形の内面7,8が支持面4,5に当接すると共に前端縁10
が横肩部９に対峙して当接する時に、円筒部６の外形面
11は空中飛翔体１の架台３の後尾部の外形面12の延長と
なる。 外形面11は円錐スカート部14によって加速装置２の外
形面13に更に接合される。 長手方向の溝・リブ機構15は加速装置２と空中飛翔体
１の架台３を互いに回転しないように固定する。 空中飛翔体１の架台３の後尾部と加速装置２の前部と
の間には、円筒部６内に、閉じた内部空所16が形成され
ている。 第３図は、本発明に従って改良された第１図及び第２
図の空中飛翔体１を示している。図から分かるように、
本発明に従って、内部空所16は、この場合、外側の通気
孔（連通手段）18が設けられた１つ以上の導管（連通手
段）17によって外部と連通する状態に置かれている。図
示の実施例において、導管17と外側の通気孔18は円錐ス
カート部14に設けられている。通気孔18は、動力部の軸
心と少なくともほゞ平行に且つ空中飛翔体１の前部に向
かい方向付けられて配置されている。 このようにして、空中飛翔体１の発射の際又は加速装
置２の作用下の飛行中に、加速装置２の推力は、横肩部
９に対して加速装置２の前端縁10を押圧するように作用
する。従って、加速装置２は、空中飛翔体１の架台によ
り長手方向に不動にされる。更に、長手方向の溝・リブ
機構15によって加速装置２と架台３は互いに回転しない
ように固定される。 動力部即ち加速装置２の推力の作用は、空中飛翔体１
の架台３に加わる空力抵抗と、支持面4,5及び円筒形の
内面7,8間にそれぞれ存在する摩擦力とによって更に強
化される。他方、このような作用は、加速装置２に加わ
る空力抵抗と、内部空所16内にある圧力に基く力とによ
って、反対の作用を受ける。実際に、通気孔18と導管17
は、飛行中の空中飛翔体１の付近に在る空力的過圧力の
少なくとも一部を導管17に伝えることが可能である。 このようにして、加速装置２がその作動の終りに至る
と、その推力が相当低下されるが、空中飛翔体１の速度
は速い。従って、内部空所16内の過圧力に基く力は、加
速装置２の空力抵抗による助成下に、加速装置２を空中
飛翔体１の架台３との固定状態に維持しようとする力の
作用に打ち勝つ。前端縁10は肩部９から離れ、円筒形の
内面7,8は、長手方向の溝・リブ機構15によって長手方
向に案内されて支持面4,5上を後方に滑動する。加速装
置２は、空中飛翔体１の架台３から完全に離れるまでこ
の後方運動を続けることができる。 内部空所16内の過圧力に基く力の作用を改善するため
に、支持面4,5間と、円筒形の内面7,8間とに、シール手
段として図示しない潤滑剤を配置することが可能であ
る。このようにして、円筒形の内面7,8が支持面4,5と接
触を維持している限り、かかる段階での流体の不時の漏
洩が避けられる。支持面４と円筒形の内面７及び支持面
５と円筒形の内面８は滑り摩擦嵌合部を構成する。 内部空所16の容積と導管17及び通気孔18の直径とは、
分離段階にある間、空中飛翔体１と加速装置２が接触し
ている限り圧力による力のレベルが維持されるように、
寸法が決められている。内部空所16の直径によって、圧
力による力のレベルが部分的に決められる。 流れの速度の関数である全圧（静的及び動的）は内部
空所16に伝えられる。この圧力は、加速装置２の前面19
と空中飛翔体１の架台３の基部20との両方に作用する。
即ち、この圧力は、加速装置の前面に対しては、同加速
装置を離そうとする力を生じ、空中飛翔体の後尾に対し
ては、同後尾を各嵌合部（支持面４と内面７、支持面５
と内面８、横肩部９と前端縁10）から放出させようとす
る力を生じる。このように発生した力は、その発生源に
起因して、分離に好適な力の均衡の差により干渉を受け
る抗力の大きさの程度のものである。しかし、これは力
の均衡に加えられる合計である。これは、加速装置２に
関する空中飛翔体１の架台３の非常に動的な相対運動に
なり、この相対運動は、加速装置の加速の推力減退の初
期から起こる。 第４図の変形実施例においては、突出する通気孔18
は、省略されていて、円錐スカート部14と面一に開口し
た通気孔（連通手段）21と置き換えられている。 本発明は、自然分離の信頼性を相当に高めることを可
能にする。この自然分離は、付加される力のため、実際
に規則正しく起こる。更に、分離の際の相対運動が迅速
であるため、各嵌合部（支持面４と内面７、支持面５と
内面８、横肩部９と前端縁10）の分離後、空中飛翔体１
の架台３と加速装置２の間の衝撃の危険が排除される。
更に、分離の瞬間には、推進即ち加速装置２の燃焼時に
固有なディスパージョンもしくは分散だけを受ける。 この信頼性の利点についての費用は実質的に零で、本
発明の実施に容易さを与えている。また、重量の増加
も、動く機械的部分も無く、空中飛翔体点火前の設定や
作動の制御も無い。全体的に静的で不動的であるから、
本発明の装置は非常に信頼性がある。 更に、加速装置２の抗力の役目が分離の際に最早優勢
でなく、このような抗力は、例えば加速装置の直径の減
少や加速装置の外形の空力的な改良によって任意に減少
できる。これは重量や推進エネルギの節約になる。 更に、長手方向のロック装置（図示せず）が加速装置
２と空中飛翔体１の架台３との間に設けられていれば、
内部空所16内の圧力を、点火後の飛行中における滑り摩
擦嵌合部（支持面４と円筒形の内面７、支持面５と円筒
形の内面８）から上記ロック装置をアンロックするため
に使用しうることが分かる。 本発明は、勿論、図示の実施例以外のものにも適用で
る。説明された形式の種々な嵌合は、放出中の所要の制
御及び飛行中に耐えるべき嵌合モーメントに依存して、
可変案内面を有するものが使用できる。
第１図は、本発明が適用される空中飛翔体の一実施例の
軸方向断面の一部の概略図、第２図は、第１図のII−II
線に沿った横断面図、第３図は、本発明を示す第１図と
同様な図、第４図は、本発明の変形実施例を示す第３図
と同様な図である。 図中、１……空中飛翔体、２……動力部もしくは加速装
置、３……架台、4,5……支持面（滑り摩擦嵌合部）、
６……円筒部、7,8……円筒形の内面（滑り摩擦嵌合
部）、９……横肩部、10……前端縁、11,12……外形
面、14……円錐スカート部、16……内部空所、17……導
管（連通手段）、18,21……通気孔（連通手段）、19…
…前面、20……基部。
軸方向断面の一部の概略図、第２図は、第１図のII−II
線に沿った横断面図、第３図は、本発明を示す第１図と
同様な図、第４図は、本発明の変形実施例を示す第３図
と同様な図である。 図中、１……空中飛翔体、２……動力部もしくは加速装
置、３……架台、4,5……支持面（滑り摩擦嵌合部）、
６……円筒部、7,8……円筒形の内面（滑り摩擦嵌合
部）、９……横肩部、10……前端縁、11,12……外形
面、14……円錐スカート部、16……内部空所、17……導
管（連通手段）、18,21……通気孔（連通手段）、19…
…前面、20……基部。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 米国特許4625649（ＵＳ，Ａ) ＣＡＮＡＤＩＡＮ ＰＡＴＥＮＴ Ｏ ＦＦＩＣＥ ＲＥＣＯＲＤ（Ｍａｒｃｈ 24．1959）Ｐ2744〜Ｐ2745
Claims (8)
- 【請求項１】空中飛翔体において、 短時間に解放可能な動力部（２）と、 該動力部（２）の前部を前記空中飛翔体の架台（３）の
後尾部に接続する滑り摩擦嵌合部と、 前記動力部の前部と前記空中飛翔体の後尾部との間に設
けられた内部空所（16）と、 前記空中飛翔体の外部と前記内部空所との間に連通をも
たらすための連通手段とを備え、 前記滑り摩擦嵌合部は、前記動力部により発生されて、
前記滑り摩擦嵌合部の摩擦作用と前記空中飛翔体の前記
架台の空力抵抗とに加わる推力が、前記動力部の空力抵
抗に加わる前記内部空所の圧力による力よりも強い限
り、前記空中飛翔体の前記架台に関する前記動力部の接
続を確実にすると共に、逆に、前記動力部の空力抵抗に
加わる前記内部空所の圧力による力が、前記滑り摩擦嵌
合部の摩擦作用と前記空中飛翔体の前記架台の空力抵抗
とに加わる推力よりも強い時に、前記空中飛翔体の前記
架台からの前記動力部の滑動分離を確実にし、該滑動分
離が積極的な分離手段を必要としないようにしている、
空中飛翔体。 - 【請求項２】前記連通は、前記動力部を通してもたらさ
れる請求項１記載の空中飛翔体。 - 【請求項３】前記動力部は、該動力部が取り付けられる
前記空中飛翔体の前記架台の直径よりも大きな直径を有
し、該空中飛翔体の該架台は、前記動力部に結合された
その円錐スカート部で該動力部に接続されており、該円
錐スカート部を通して前記連通がもたらされている請求
項２記載の空中飛翔体。 - 【請求項４】前記連通は、複数である請求項１記載の空
中飛翔体。 - 【請求項５】前記連通手段は、前記空中飛翔体の周辺に
開口する少なくとも１つの導管を有する請求項１記載の
空中飛翔体。 - 【請求項６】前記導管は、通気孔によって前記空中飛翔
体の外部に延長されている請求項５記載の空中飛翔体。 - 【請求項７】前記通気孔は、前記空中飛翔体の軸心とほ
ゞ平行で且つ前記空中飛翔体の前方に向けられている請
求項６記載の空中飛翔体。 - 【請求項８】前記滑り摩擦嵌合部のシール手段は、前記
動力部（２）の前記前部と前記空中飛翔体の前記架台
（３）の前記後尾部との間の封止を潤滑剤の助成により
行っている請求項１記載の空中飛翔体。
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|---|---|---|---|
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| FR8804213 | 1988-03-30 |
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|---|---|
| JPH0210100A JPH0210100A (ja) | 1990-01-12 |
| JP2954948B2 true JP2954948B2 (ja) | 1999-09-27 |
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| DE1122380B (de) * | 1960-04-16 | 1962-01-18 | Boelkow Entwicklungen K G | Flugkoerper mit Rueckstosstriebwerk |
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| US3262266A (en) * | 1964-08-31 | 1966-07-26 | James F Howison | Rocket interstage adapter |
| US3310947A (en) * | 1965-12-10 | 1967-03-28 | George F Shryock | Safety apparatus for tandem-connected rockets |
| US4348956A (en) * | 1980-08-29 | 1982-09-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Artillery shell comprising two sections having complementary coupling members for connecting the sections together |
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| EP0228781B1 (en) * | 1985-10-31 | 1992-08-05 | British Aerospace Public Limited Company | Missile expulsion motor |
-
1988
- 1988-03-30 FR FR8804213A patent/FR2629583B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-03-09 ES ES198989400663T patent/ES2037972T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1989-03-09 EP EP89400663A patent/EP0335761B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1989-03-09 DE DE8989400663T patent/DE68904453T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-14 US US07/322,902 patent/US4903605A/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-03-23 JP JP1069435A patent/JP2954948B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1989-03-30 CA CA000595123A patent/CA1332537C/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US4625649A (en) | 1983-04-05 | 1986-12-02 | British Aerospace Plc | Projectiles |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ＣＡＮＡＤＩＡＮ ＰＡＴＥＮＴ ＯＦＦＩＣＥ ＲＥＣＯＲＤ（Ｍａｒｃｈ ２４．１９５９）Ｐ２７４４〜Ｐ２７４５ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2629583A1 (fr) | 1989-10-06 |
| DE68904453T2 (de) | 1993-06-03 |
| EP0335761A1 (fr) | 1989-10-04 |
| CA1332537C (fr) | 1994-10-18 |
| US4903605A (en) | 1990-02-27 |
| ES2037972T3 (es) | 1993-07-01 |
| JPH0210100A (ja) | 1990-01-12 |
| DE68904453D1 (de) | 1993-03-04 |
| FR2629583B1 (fr) | 1993-06-18 |
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