JP3532661B2 - 飛翔体の開翼機構 - Google Patents
飛翔体の開翼機構Info
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- JP3532661B2 JP3532661B2 JP17340095A JP17340095A JP3532661B2 JP 3532661 B2 JP3532661 B2 JP 3532661B2 JP 17340095 A JP17340095 A JP 17340095A JP 17340095 A JP17340095 A JP 17340095A JP 3532661 B2 JP3532661 B2 JP 3532661B2
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば対空ミサ
イル等の飛翔体に係り、特にその開閉式の尾翼等の翼を
所定の位置に開くのに用いられる開翼機構に関する。
イル等の飛翔体に係り、特にその開閉式の尾翼等の翼を
所定の位置に開くのに用いられる開翼機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種の飛翔体の開翼機構におい
ては、図３及び図４に示すように翼本体１の回転軸２を
飛翔体本体３に対して機体軸と略平行に配設し、この回
動軸２には、開翼用のばね機構４が組付けられる。そし
て、この飛翔体本体３は、ばね機構４の付勢力に抗して
図示しない発射台に装着される。３飛翔体本体が発射台
（図示せず）から発射されて飛翔を開始すると、飛翔体
本体３の翼本体１は、ばね機構４により閉位置から開位
置に回動付勢されて飛翔体本体３の所定の位置に配置さ
れ、該飛翔体本体３の安定飛翔等に供される。
ては、図３及び図４に示すように翼本体１の回転軸２を
飛翔体本体３に対して機体軸と略平行に配設し、この回
動軸２には、開翼用のばね機構４が組付けられる。そし
て、この飛翔体本体３は、ばね機構４の付勢力に抗して
図示しない発射台に装着される。３飛翔体本体が発射台
（図示せず）から発射されて飛翔を開始すると、飛翔体
本体３の翼本体１は、ばね機構４により閉位置から開位
置に回動付勢されて飛翔体本体３の所定の位置に配置さ
れ、該飛翔体本体３の安定飛翔等に供される。
【０００３】ところが、上記飛翔体の開翼機構では、翼
本体１の確実な開動作を実現するのに、飛翔時に、飛翔
体本体３に加わる横風等の外乱を考慮して、そのばね機
構４の付勢力を比較的大きく設定しなければならないた
めに、動作制御の信頼性を高めると、大形となると共
に、重量の増加を招くという問題を有する。特に、係る
問題は、飛翔体の高速化を図るような場合、重量の軽量
化が強く要求されることで重大である。
本体１の確実な開動作を実現するのに、飛翔時に、飛翔
体本体３に加わる横風等の外乱を考慮して、そのばね機
構４の付勢力を比較的大きく設定しなければならないた
めに、動作制御の信頼性を高めると、大形となると共
に、重量の増加を招くという問題を有する。特に、係る
問題は、飛翔体の高速化を図るような場合、重量の軽量
化が強く要求されることで重大である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の飛翔体の開翼機構では、信頼性の高い動作制御を実
現すると、大形となると共に、重量が重くなるという問
題を有する。この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、構成簡易にして、確実な動作制御を実現し得、且
つ小形・軽量化の促進を図り得るようにした飛翔体の開
翼機構を提供することを目的とする。
来の飛翔体の開翼機構では、信頼性の高い動作制御を実
現すると、大形となると共に、重量が重くなるという問
題を有する。この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、構成簡易にして、確実な動作制御を実現し得、且
つ小形・軽量化の促進を図り得るようにした飛翔体の開
翼機構を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】この発明は、飛翔体本体
に設けられ、機体軸に対して飛翔方向に広がるように傾
斜された回動軸を有し、前記飛翔体本体の飛翔前に閉位
置を司る開閉自在な翼本体を備え、前記翼本体にウエイ
ト部材を設けて飛翔体の開翼機構を構成した。
に設けられ、機体軸に対して飛翔方向に広がるように傾
斜された回動軸を有し、前記飛翔体本体の飛翔前に閉位
置を司る開閉自在な翼本体を備え、前記翼本体にウエイ
ト部材を設けて飛翔体の開翼機構を構成した。
【０００６】上記構成によれば、翼本体には、該翼本体
の回動軸の傾斜をαとすると、αによる開翼方向の回動
力が加わることにより、これに開動作を妨げる相対風が
入射角βで翼本体に加わった場合でもβによる開翼動作
を妨げる力は、αの効果によって相殺され、開方向の回
動を妨げる力は、（β−α）によるものへと低減でき
る。ここで、α＞βの状態となるようにせしめれば、
（β−α）は、負、すなわち開翼方向の回動力が勝るこ
とにより、翼本体の確実な開翼動作が可能となる。
の回動軸の傾斜をαとすると、αによる開翼方向の回動
力が加わることにより、これに開動作を妨げる相対風が
入射角βで翼本体に加わった場合でもβによる開翼動作
を妨げる力は、αの効果によって相殺され、開方向の回
動を妨げる力は、（β−α）によるものへと低減でき
る。ここで、α＞βの状態となるようにせしめれば、
（β−α）は、負、すなわち開翼方向の回動力が勝るこ
とにより、翼本体の確実な開翼動作が可能となる。
【０００７】また、この発明は、さらに、前記翼本体を
開方向に付勢し、前記飛翔体本体が飛翔された状態で前
記翼本体を開翼する付勢手段を備えて飛翔体の開翼機構
を構成した。
開方向に付勢し、前記飛翔体本体が飛翔された状態で前
記翼本体を開翼する付勢手段を備えて飛翔体の開翼機構
を構成した。
【０００８】上記構成によれば、翼本体は、相対風が飛
翔体本体の機体軸に対して入射角βで翼本体に加わった
場合、翼本体の回動軸の傾斜角をαとすると、翼本体の
回動軸の傾斜角αだけ入射角βが軽減された状態とな
り、開方向の回動を妨げる力は、（β−α）だけとな
る。従って、（β−α）だけ開方向に付勢力を与えるだ
けで、翼本体の確実な開翼動作が可能となり、付勢手段
の小形化を図ったうえで、信頼性の高い確実な開翼動作
が実現される。
翔体本体の機体軸に対して入射角βで翼本体に加わった
場合、翼本体の回動軸の傾斜角をαとすると、翼本体の
回動軸の傾斜角αだけ入射角βが軽減された状態とな
り、開方向の回動を妨げる力は、（β−α）だけとな
る。従って、（β−α）だけ開方向に付勢力を与えるだ
けで、翼本体の確実な開翼動作が可能となり、付勢手段
の小形化を図ったうえで、信頼性の高い確実な開翼動作
が実現される。
【０００９】
【発明の実施の形態】以下、この発明の実施の形態につ
いて、図面を参照して詳細に説明する。図１及び図２は
この発明の一実施の形態に係る飛翔体の開翼機構を示す
もので、飛翔体本体１０には、翼本体１１の回動軸１２
が機体軸に対して飛翔方向に広がった傾斜角αを有して
回動自在に配設される。この翼本体１１は、その回動軸
１２にばね機構１３が開方向に付勢力が付与するように
組付け配置され、このばね機構１３の付勢力に抗して飛
翔体本体１０の閉位置に折畳み収容されて図示しない発
射台に装着される。
いて、図面を参照して詳細に説明する。図１及び図２は
この発明の一実施の形態に係る飛翔体の開翼機構を示す
もので、飛翔体本体１０には、翼本体１１の回動軸１２
が機体軸に対して飛翔方向に広がった傾斜角αを有して
回動自在に配設される。この翼本体１１は、その回動軸
１２にばね機構１３が開方向に付勢力が付与するように
組付け配置され、このばね機構１３の付勢力に抗して飛
翔体本体１０の閉位置に折畳み収容されて図示しない発
射台に装着される。
【００１０】上記構成において、飛翔体本体１０は、上
記発射台（図示せず）にばね機構１３の付勢力に抗して
翼本体１１を閉方向に折畳んだ状態で装着される。そし
て、飛翔体本体１０は、上記発射台（図示せず）から発
射されると、その翼本体１１にばね機構１３の付勢力が
開方向に付与される。同時に、翼本体１１には、飛翔に
伴う相対風が付与される。この相対風は、回動軸１２の
傾斜角αの作用により、開方向の回動力となって翼本体
１１に付与され、ばね機構１３による付勢力と協働して
該翼本体１１を開位置に回動する。
記発射台（図示せず）にばね機構１３の付勢力に抗して
翼本体１１を閉方向に折畳んだ状態で装着される。そし
て、飛翔体本体１０は、上記発射台（図示せず）から発
射されると、その翼本体１１にばね機構１３の付勢力が
開方向に付与される。同時に、翼本体１１には、飛翔に
伴う相対風が付与される。この相対風は、回動軸１２の
傾斜角αの作用により、開方向の回動力となって翼本体
１１に付与され、ばね機構１３による付勢力と協働して
該翼本体１１を開位置に回動する。
【００１１】そして、相対風が飛翔体本体１０の機体軸
に対して入射角βで加わった場合には、翼本体１１の回
動軸１２の傾斜角αだけ入射角βが軽減された状態とな
り、その（β−α）だけ開方向に回動力を妨げる力が発
生されたのと同様の作用を奏する。そのため、ばね機構
１３の付勢力としては、（β−α）だけ開方向に回動力
を妨げる力を打消すことが可能な付勢力を与えるだけ
で、翼本体１１の開翼動作が行われる。
に対して入射角βで加わった場合には、翼本体１１の回
動軸１２の傾斜角αだけ入射角βが軽減された状態とな
り、その（β−α）だけ開方向に回動力を妨げる力が発
生されたのと同様の作用を奏する。そのため、ばね機構
１３の付勢力としては、（β−α）だけ開方向に回動力
を妨げる力を打消すことが可能な付勢力を与えるだけ
で、翼本体１１の開翼動作が行われる。
【００１２】このように、上記飛翔体の開翼機構は、翼
本体１１の回動軸１２を飛翔体本体１０に、機体軸に対
して飛翔方向に広がるように傾斜させて配設して、この
翼本体１１をばね機構１３で開方向に付勢するように構
成した。
本体１１の回動軸１２を飛翔体本体１０に、機体軸に対
して飛翔方向に広がるように傾斜させて配設して、この
翼本体１１をばね機構１３で開方向に付勢するように構
成した。
【００１３】これによれば、相対風が飛翔体本体１０の
機体軸に対して入射角βで翼本体１１に加わった場合、
翼本体１１の回動軸１２の傾斜角αだけ入射角βが軽減
された状態となり、その（β−α）だけ開方向に回動力
を妨げる力が発生される。従って、（β−α）だけ開方
向に回動力を妨げる力を打消すことが可能な付勢力を与
えるだけで、翼本体１１の確実な開翼動作が可能とな
り、ばね機構１３の小形化を図ったうえで、信頼性の高
い確実な開翼動作が実現される。
機体軸に対して入射角βで翼本体１１に加わった場合、
翼本体１１の回動軸１２の傾斜角αだけ入射角βが軽減
された状態となり、その（β−α）だけ開方向に回動力
を妨げる力が発生される。従って、（β−α）だけ開方
向に回動力を妨げる力を打消すことが可能な付勢力を与
えるだけで、翼本体１１の確実な開翼動作が可能とな
り、ばね機構１３の小形化を図ったうえで、信頼性の高
い確実な開翼動作が実現される。
【００１４】なお、上記実施例では、翼本体１１の回動
軸１２にばね機構１３を組付け配置するように構成した
場合で説明したが、これに限ることなく、例えば、相対
風の入射角βが回動軸１２の傾斜角αより小さく設定可
能な場合には、ばね機構１３を設けなくとも信頼性の高
い開翼動作が可能となる。
軸１２にばね機構１３を組付け配置するように構成した
場合で説明したが、これに限ることなく、例えば、相対
風の入射角βが回動軸１２の傾斜角αより小さく設定可
能な場合には、ばね機構１３を設けなくとも信頼性の高
い開翼動作が可能となる。
【００１５】さらに、回動軸１２の傾斜角αは、翼本体
１１に加わる慣性力を開翼を促進する回動力として作用
せしめられる。すなわち、飛翔体本体１０に加わる前向
きの飛翔方向加速度が存在する場合、翼本体１１には、
翼本体質量と飛翔方向加速度の積で示される大きさの慣
性力Ｆが飛翔体方向加速度と逆方向に発生するが、この
慣性力Ｆの回動軸と直角な成分Ｆｓｉｎαが開翼方向の
回動力として開翼の促進に作用する。
１１に加わる慣性力を開翼を促進する回動力として作用
せしめられる。すなわち、飛翔体本体１０に加わる前向
きの飛翔方向加速度が存在する場合、翼本体１１には、
翼本体質量と飛翔方向加速度の積で示される大きさの慣
性力Ｆが飛翔体方向加速度と逆方向に発生するが、この
慣性力Ｆの回動軸と直角な成分Ｆｓｉｎαが開翼方向の
回動力として開翼の促進に作用する。
【００１６】よって、この発明は、前述の相対風の入射
角の軽減効果のみ着目した実施の形態に限ることなく、
上記の慣性力による開翼の促進作用を積極的に利用する
ことも可能である。
角の軽減効果のみ着目した実施の形態に限ることなく、
上記の慣性力による開翼の促進作用を積極的に利用する
ことも可能である。
【００１７】例えば翼本体１１にウエイト部材を取付け
て、翼本体１１の質量を増大させ、この結果、増大する
翼本体１１の慣性力を積極的に利用して開翼を実現する
ように構成しても良い。この場合には、ウエイト部材
は、例えば翼本体１１の開翼動作に連動して開位置で翼
本体１１から離脱するように構成される。これにより、
ウエイト部材による質量増加としては、飛翔初期のみと
なることで、飛翔特性に悪影響を及ぼすことなく、しか
も、開翼動作の信頼性の点においても、より有効な効果
が期待される。
て、翼本体１１の質量を増大させ、この結果、増大する
翼本体１１の慣性力を積極的に利用して開翼を実現する
ように構成しても良い。この場合には、ウエイト部材
は、例えば翼本体１１の開翼動作に連動して開位置で翼
本体１１から離脱するように構成される。これにより、
ウエイト部材による質量増加としては、飛翔初期のみと
なることで、飛翔特性に悪影響を及ぼすことなく、しか
も、開翼動作の信頼性の点においても、より有効な効果
が期待される。
【００１８】なお、ウエイト部材の離脱手段としては、
翼本体１１の開翼動作時の衝撃を利用したり、飛翔時の
空気抵抗を利用したり、あるいは空力加熱で発生する熱
量を利用して行うことが可能である。よって、この発明
は、上記実施の形態に限ることなく、その他、この発明
の要旨を逸脱しない範囲で種々の実施の形態を実施し得
ることは勿論である。
翼本体１１の開翼動作時の衝撃を利用したり、飛翔時の
空気抵抗を利用したり、あるいは空力加熱で発生する熱
量を利用して行うことが可能である。よって、この発明
は、上記実施の形態に限ることなく、その他、この発明
の要旨を逸脱しない範囲で種々の実施の形態を実施し得
ることは勿論である。
【００１９】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、構成簡易にして、確実な動作制御を実現し得、且つ
小形・軽量化の促進を図り得るようにした飛翔体の開翼
機構を提供することができる。
ば、構成簡易にして、確実な動作制御を実現し得、且つ
小形・軽量化の促進を図り得るようにした飛翔体の開翼
機構を提供することができる。
【図１】この発明の一実施の形態に係る飛翔体の開翼機
構の概念を示した図。
構の概念を示した図。
【図２】図１を前面側より見た状態を示した図。
【図３】従来の飛翔体の開翼機構の概念を示した図。
【図４】図３の前面側より見た状態を示した図。
１０…飛翔体本体。
１１…翼本体。
１２…回動軸。
１３…ばね機構。
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F42B 10/14
Claims (6)
- 【請求項１】 飛翔体本体に設けられ、機体軸に対して
飛翔方向に広がるように傾斜された回動軸を有し、前記
飛翔体本体の飛翔前に閉位置を司る開閉自在な翼本体を
具備し、前記翼本体には、ウエイト部材が設けられることを特徴
とする飛翔体の開閉機構。 - 【請求項２】 さらに、前記翼本体を開方向に付勢し、
前記飛翔体本体が飛翔された状態で前記翼本体を開翼す
る付勢手段を具備することを特徴とする請求項１に記載
の飛翔体の開閉機構。 - 【請求項３】 前記ウエイト部材は、前記翼本体に対し
て閉位置で結合され、前記翼本体の司る開位置において
離脱されることを特徴とする請求項１記載の飛翔体の開
翼機構。 - 【請求項４】 前記ウエイト部材は、前記翼本体の開翼
動作時の衝撃を利用して離脱されることを特徴とする請
求項３に記載の飛翔体の開翼機構。 - 【請求項５】 前記ウエイト部材は、前記翼本体の飛翔
時の空気抵抗を利用して離脱されることを特徴とする請
求項３に記載の飛翔体の開翼機構。 - 【請求項６】 前記ウエイト部材は、前記翼本体の飛翔
時の空力加熱により発生する熱をを利用して離脱される
ことを特徴とする請求項３に記載の飛翔体の開翼機構。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17340095A JP3532661B2 (ja) | 1995-07-10 | 1995-07-10 | 飛翔体の開翼機構 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17340095A JP3532661B2 (ja) | 1995-07-10 | 1995-07-10 | 飛翔体の開翼機構 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0926300A JPH0926300A (ja) | 1997-01-28 |
| JP3532661B2 true JP3532661B2 (ja) | 2004-05-31 |
Family
ID=15959720
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17340095A Expired - Fee Related JP3532661B2 (ja) | 1995-07-10 | 1995-07-10 | 飛翔体の開翼機構 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3532661B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2979232A1 (en) | 2009-02-02 | 2010-10-28 | Aerovironment | Multimode unmanned aerial vehicle |
| CN106800085B (zh) | 2009-09-09 | 2020-08-18 | 威罗门飞行公司 | 升降副翼控制系统 |
| AU2010325107B2 (en) | 2009-09-09 | 2016-08-25 | Aerovironment, Inc. | Systems and devices for remotely operated unmanned aerial vehicle report-suppressing launcher with portable RF transparent launch tube |
| CN110514072B (zh) * | 2019-08-29 | 2022-02-01 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种保证跨水空介质导弹安全入水的组合减速装置及方法 |
-
1995
- 1995-07-10 JP JP17340095A patent/JP3532661B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0926300A (ja) | 1997-01-28 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20040302 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
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