JP3753266B2 - 牽引装置及びカタパルト - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は可動物体に極めて高い加速を加え、かつ加速の終了時に、前記物体と牽引装置との連結が遮断される時に、可動物体に危険が生ずるような有害な機械的作用を最小限に抑止するようにされた牽引装置に関する。
【０００２】
本発明は特に、航空母艦の離陸ストリップの終端で前脚がカタパルト（射出機）のフックから取り外された時に航空機の前脚および全体構造および装備にかかる有害な作用を完全に除去しないにせよ、少なくとも著しく軽減することができる航空母艦用の改良型のカタパルトに関する。
【０００３】
航空母艦カタパルトの機能は、航空母艦の寸法と適応する距離で航空機が飛行速度に到達できるようにするため、航空機に短距離で極めて高い加速を加えることにある。
【０００４】
【従来の技術】
添付図面中、図１は従来技術のカタパルトの２種類の動作構造を、射出段階中に航空機の前脚に加わる作用とともに極めて概略的に示している。
【０００５】
このようなカタパルトは基本的に、航空機Ａの前脚ＴＡＶに固定された連結部材、すなわち“カタパルト発射棒”Ｂにフック留めできるように、航空母艦（図１の右側）の舳先の方向に開かれ、かつ飛行デッキＰの上方に突起したフックＣＲを設けた“キャリッジ”Ｃとして知られる駆動装置を備えていることが分かる。
【０００６】
このようなカタパルト発射棒を装備した前脚の一実施例の詳細な説明については米国特許第４，４０１，２８５号を参照されたい。
【０００７】
カタパルトは更に、射出される航空機Ａの重量の数倍に等しい牽引力をキャリッジに付与することができる、牽引装置Ｍと連結されたキャリッジＣの案内装置Ｇを備えている。牽引装置は基本的に、気体（一般には蒸気）によって加圧可能であり、ひいてはキャリッジＣに連結されたピストンＰ１を推進することができる単数または複数のシリンダを備えている。キャリッジに供給されるエネルギは勿論、例えば電気エネルギ、電磁エネルギ等のような何らかの別の性質のエネルギでもよい。
【０００８】
カタパルトは更にキャリッジの走行の終端でキャリッジを制動、または停止させる装置Ｆをも含んでいる。目標とするところは、フックＣＲにできる限り長く牽引力を付与することができるように、前記装置Ｆの長さをできるだけ短縮することであり、通常はこの長さは１ないし２ｍである。（これを５０ないし１００ｍであるカタパルトの全長と比較してみることができる。）このように、制動装置Ｆは牽引力を極めて急激に低下させる。これは一般に、キャリッジが制動状態に入った瞬間から航空機Ａのカタパルト発射棒Ｂ内の牽引力が消滅する瞬間までの５ミリ秒未満の間に生ずる。
【０００９】
この時点で、カタパルトの牽引中に、航空機Ａ、特に前脚の構造には牽引力、慣性力、および場合によってはエンジン（単数または複数）の推力や空力によって引張力がかかる。牽引力が急激に停止すると、全ての要素にかっていた引張力は解除され、それによって、完全に付勢されたばねが解放された場合のように減衰振動が誘発される。専門家には“弾性復帰”として知られているこの現象は添付図面の図１の右側にそれぞれ、前脚がフックＣＲを離れた直後に交互に占めることができる２つの極端位置ＴＡＶ−１およびＴＡＶ−２によって（極めて誇張して）示されている。
【００１０】
図２および図３をも参照すると、曲線Ｘ１およびＹ１の一方は（“補助支柱”としても知られている）前脚を航空機の構造に連結する部材ＣＦ内で測定された力ＥＣＦを示し、他方はカタパルトの牽引力ＥＣを表している。
【００１１】
実際には、この段階で関連する作用に関して前脚ＴＡＶは、質量が前脚自体からなり、ばねが補助支柱ＣＦからなる質量−ばね系に連結させることができる。カタパルトの進行中、カタパルトの牽引力ＦＣは（図３の曲線Ｙ１に示すとおり）補助支柱を介して直接伝達され、それによって平衡位置に対する前脚ＴＡＶの移動に対応して補助支柱が長くなる（図１の左側の図を参照）。
【００１２】
力ＥＣおよびＥＣＦはカタパルトの進行中はほぼ一定で等しい。キャリッジＣが制動装置Ｆ内に入ると（図１の中央の図を参照）、牽引力ＥＣが極めて急激に、代表的には５ミリ秒未満で消滅するような減速がなされる。
【００１３】
牽引力が消滅すると直ちに、カタパルトの発射棒Ｂは減速し続けるフックＣＲから離れる。従って前脚／補助支柱アセンブリは平衡位置から解放された質量−ばね系と同様に作用する。
【００１４】
航空機の構造に対する静止状態への復帰は図２に示すように補助支柱ＣＦに対して程度の差はあれ減衰される振動によって行われる。衝撃の形態で航空機全体に伝達されるのがこの振動である。
【００１５】
図１の前脚に関して上記に示した現象は加速の作用で平衡位置から移動し、カタパルト発射棒ＢがフックＣＲから離れると急激に解放される航空機の全ての弾性要素において生ずる現象である。
【００１６】
【発明が解決しようとする課題】
当該の要素の振動周波数は一般に数１０ヘルツである。例えば、周波数が５０ヘルツの場合、対応する要素の解放から５ミリ秒後に始めて平衡位置の通過がなされる。この遅延（図２のｔ３）はキャリッジの制動による牽引力の低下に要する時間と匹敵する。これは、キャリッジの停止が弾性復帰運動を実質的に“伴い”、この運動に対立するものではないことを意味している。エネルギが含まれているものとすると、これらの振動は航空機の全ての装備を損傷する可能性がある衝撃になる。
【００１７】
弾性復帰は更に前脚、または航空機全体の構造のある要素に対して、カタパルトの牽引中に負荷がかかる方向とは反対方向に負荷をかける作用を有している。例えば、前脚ＴＡＶが位置ＴＡＶ２にある場合には補助支柱ＣＦは圧縮作用を生ずる。
【００１８】
このことは、海軍の航空機部隊が装備する航空機には構造自体だけではなく、特に前脚の弾性復帰によって作用を受ける領域にある装備をも補強する特別な備えがなければならないことを意味している。ところで、この領域は一般にレーダー、およびパイロットの飛行用装備のような大量の専用装備を含んでいる。その結果、航空機およびその装備が射出の終了時の衝撃に耐える必要があることだけで相当の増加コストがかかる。この装備の耐性と信頼性は反復的な衝撃の作用によっても悪影響を受けることがある。
【００１９】
カタパルト発射棒Ｂの一部はフックＣＲがこの棒を外した後、即座に自動的に上昇しなければならない。上記の振動によってこの上昇が崩壊し、前脚が未だ飛行甲板から離れていない間に棒Ｂが下方に折り曲がる危険が生ずる。それによって、棒Ｂが甲板に衝突すると前脚ＴＡＶの一部が破損したり、破片が航空機のエンジン（単数または複数）の方向に投入されることがあるので、危険、または事故の可能性さえ実際に発生する。
【００２０】
発射の終了時の衝撃の強さは、キャリッジが制動装置Ｆに入る直前のカタパルトの牽引力に直接左右される。この牽引力自体は基本的に発射される航空機の質量と、離陸するために付与される速度とによって左右される。
【００２１】
航空機の所与の航空力学的な構造では、質量が大きいほど離陸に必要な速度は高くなる。従って、所与の航空機では、カタパルト射出時の衝撃は構造が最も重い場合に最大になることが分かる。
【００２２】
このように、現在運行中の航空機の場合、質量は数トンから数１０トンまであり、カタパルト射出速度はおよそ５０ないし１００ｍ／秒の間にある。同じ航空機でも、その構造に応じて射出質量はおよそ１：２の比率まで変化することがある。
【００２３】
従って、カタパルトのフック解放時の振動の悪影響は相当のものであることが理解されよう。
【００２４】
振動の影響を軽減するため、キャリッジＣが制動装置Ｆ内に入るかなり前に牽引力を低下させることができることに留意されたい。例えば、加圧蒸気の力で動作するカタパルトは一般に、キャリッジＣが進行のあるポイントにとうたいすると蒸気の吸込口を遮断する遮断装置を備えており、その結果、牽引力が低下し、ひいては進行終了時の衝撃が低下する。しかしながら、射出効果がなくならないようにするには、このような力の低下は一般に１０ないし２０％を超えるものではない。いずれにせよ実際には主として蒸気を節減することを目的にしたこのような措置は、航空機の製造メーカーが構造を補強しなくても済む方向性に寄与するものではなく、射出による衝撃に対して航空機の専用装備を保護するための予備手段であるに過ぎない。
【００２５】
本発明の目的は、牽引力が解除された時に発生する機械的振動によって可動物体が悪影響を受けることなく、可動物体に極めて高い加速を加えるようにする牽引装置を提供することである。本発明は特に航空母艦用のカタパルトの用例に関するものである。
【００２６】
【課題を解決するための手段】
従って本発明の主題は、案内装置と、該案内装置に対して慴動可能に取付けられたキャリッジと、該キャリッジに対して前記案内装置に沿って前記物体の加速方向に向かう方向に加速運動を加える動力装置と、前記物体と前記キャリッジとが加速されるとこれらを互いに一時的に固定可能にする連結装置とを備え、前記牽引装置が更に、前記物体の加速の終了時に前記キャリッジを制動し、前記キャタッジと前記物体との間の連結を遮断する制動装置を含んでおり、前記物体は互いに弾力的に連結され、牽引力の作用で互いに変位可能である要素から構成されており、前記牽引装置は更に牽引力を変調する装置を備え、この装置は前記物体と前記キャリッジとの連結が遮断された瞬間に前記物体の要素を相互に静止状態、または静止状態に近い状態にするように設計された、本明細書の冒頭に記載した種類の装置である。
【００２７】
本発明の文脈では、“静止状態”とは物体を構成する要素が相互に実質的に移動せず、互いに実質的な寄生力を加えない状態を意味する。
【００２８】
物体の上記の部品を、固有の物体を形成する第１の要素と、ばねを形成し、物体の要素を相互に連結する構造の一部を構成する第２の要素とからなるシステムと比較すると、このシステムに応力がかけられると、このシステムは２つの成分を有するエネルギを蓄積すると言うことができる。
【００２９】
ここで、２つの成分とは、第２の要素内の引張力すなわち第１の要素の所定の瞬間での位置と応力がかからない位置との差によって特徴付けられる位置エネルギと、第１の要素の進行速度によって特徴付けられる運動エネルギである。
【００３０】
航空機の特殊例に当てはめると、第１の要素は例えば前脚ＴＡＶであり、第２の要素は“ばね”を形成する補助支柱ＣＦである。
【００３１】
第１の要素が（物体全体を加速しなければならない牽引力により）平衡位置から分離されると、この要素は位置エネルギを得る。次に第１の要素が上記のような応力がかかる位置から瞬間的に解放されると、この要素は平衡位置の方向に進行して速度を得るので、これが平衡位置を通過すると、速度はこの要素の運動エネルギが、応力がかかる位置でこの要素が有していた位置エネルギに近似するような速度となる。（運動によって発生した摩擦によりエネルギは僅かに縮小する。）このように、物体の要素の静止状態は、第１の要素の速度がゼロであり、第１の要素によって第２の要素に加えられる力もゼロであり、従ってシステムの総エネルギはゼロである状態に相当する。
【００３２】
さて、上記に記載した本発明の特徴により、物体が構成される要素にはもはや相互に応力がかからず、ひいては上述の静止状態にある。本発明を航空母艦用のカタパルトに適用する特定の例では、射出の終了時に、航空機全体としてその飛行速度に達すると特に航空機の前脚（前記第１の要素に匹敵する）と、補助支柱（前記第２の要素を代表する）とにはもはや全く、またはほとんど応力がかからないことが変調装置によって確実にされる。
【００３３】
【発明の実施の形態】
本発明のその他の特徴と利点は、添付図面を参照した、単なる実施形態の以下の説明によって明らかにされる。
【００３４】
図４は、図１に関連して既に示した要素を再度示しており、同じ参照符号が付されている。しかし、図４に概略的に示したカタパルトも参照符号１で全体的に示した変調装置を備えており、この装置は基本的に案内装置Ｇ内を慴動可能に実装された重り２からなっており、この重りには前記案内装置Ｇ内で後方に延びた、すなわちカタパルトの牽引力が加わる方向とは逆方向に延びた弾性圧縮部材３が備えられている。
動作中、変調装置１は、圧縮部材３の後端が制動装置Ｆへの入口から所定距離ｄ１だけ離れるように案内装置Ｇ内に位置している。
【００３５】
動力によって作動されたキャリッジＣが前記の後端に衝突すると、変調装置１に運動エネルギが付与され、変調装置の弾性部材３は圧縮し始め、それによって重り２を前方へと動かし始める。このようなエネルギ吸収の効果は図３のＹ２として示された曲線に従ってフックＣＲによってカタパルトの発射棒Ｂにかかる牽引力を漸次低減することである。牽引力のこのような低減の結果、図２の曲線Ｘ２に示すように航空機Ａの補助支柱ＣＦへの力が同時に縮小する。本発明に従って、ラムＢＬが図２および図３に示すようにＴの瞬間に制動装置Ｆ内に入り始めると、牽引力ＥＣ（図３）と補助支柱ＣＦ内の力ＥＣＦ（図２）がゼロになり、一方、航空機に対する前脚の進行速度は消滅するように該当するパラメータが選択されている。従って、この瞬間Ｔでカタパルト発射棒Ｂおよび、勿論航空機全体がキャリッジＣの速度よりも高い速度を持ち始めるので、前脚ＴＡＶおよび航空機Ａの構造部品は、この瞬間からカタパルトによる応力がかからない状態になる。
【００３６】
その結果、有害な振動が除去される。すなわち、航空機メーカーは航空機の構造を補強したり、航空機の装備を保護する特別の措置を講ずる配慮をしなくてもよくなる。
【００３７】
更に、カタパルトの発射棒Ｂが飛行甲板に衝突する危険がなくなり、発射棒は離陸の数瞬後に完全に安全に上昇することが可能になる。
【００３８】
瞬間Ｔに牽引力と補助支柱内の力を消滅させるには４つの基本パラメータがある。すなわち、重り２の質量、弾性部材３の剛性と初期圧縮力、および制動装置Ｆの入口と前記弾性部材３の後端の初期位置との間の距離ｄ１である。
【００３９】
これらの４つのパラメータの選択によって時間の経過に応じたカタパルトのシーケンス・オブ・イベント（事象の順序）が定まる。図２を参照すると、（補助支柱ＣＦの振動と連動することができる）前脚の固有振動は周期ｔ１を有することが示されており、これはコンセプトに具体的な値を与えるために、かつ当該の航空機の種類に応じて、数１０ミリ秒の値、代表的には２０ミリ秒でよい。
【００４０】
Ｔの時点で力を消滅させるために、キャリッジＣが物体に衝突した瞬間と、Ｔの瞬間との間に経過すべき時間間隔ｔ２を、周期ｔ１の１／３ないし２倍の値に選択することが有利であることが判明している。従って選択例では、所定の質量と所定の構造の航空機についてこの時間間隔を６ないし４０ミリ秒とし、３５ミリ秒とすることが好ましいであろう。
【００４１】
上述のパラメータはカタパルトの使用中でさえも容易に調整できる。従って、例えば変調装置１を例えばローラおよび自律駆動モータを搭載した案内装置Ｃ内で移動できるように実装してもよい。更に、必要に応じて案内装置Ｇ内に配設できる幾つかの単体物体からなる重りを考案してもよい。有利にはコイルばねの形式で作製される弾性部材３の初期圧縮力は、このばねの背後に配置され、ばねの最大長さを調整できるねじ（図示せず）によって重り２と連結された止め（図示せず）によって設定することができる。
【００４２】
これまで説明してきた例では、パラメータは、制動の開始時に航空機の構造に対する前脚ＴＡＶの進行速度が消滅すると同時に、力ＥＣＦとＥＣとがゼロになるように選択されている。しかし、このようにしてもたらされた牽引力の低減によって、カタパルトの全体的な効果も低減する。
【００４３】
カタパルトの性能の低下をできるだけ少なくするために、本発明に従った変調装置のパラメータを、牽引力ＥＣが第１段階で低減した後、キャリッジが減速する瞬間の直前に牽引力が再度僅かに上昇するように調整することもできる（図３の曲線Ｙ４を参照）。このようにして、後に牽引力のディップを生じさせることができ、それにも関わらず前脚ＴＡＶはフックＣＲから離れる前に静止位置に急速に復帰することができる（図２の曲線Ｘ４を参照）。
【００４４】
このような変調曲線Ｙ４を得るためには剛性がより高い弾性部材、すなわちばね３が選択され、一方、変調装置全体は以前の場合よりも制動装置Ｆの入口近くに配置される。牽引力の増大は、ばねが最大圧縮力を過ぎた後のばねの弛緩によって得られる。
【００４５】
ここで航空母艦用のカタパルトに応用した本発明に従った牽引装置の具体例を説明するために図５（Ａ）および（Ｃ）を参照する。
【００４６】
このカタパルトは航空母艦の上甲板の下の離陸ストリップの方向に対して縦に並列して延びた２つのシリンダ４ａおよび４ｂからなっている。その長さは例えば各々５０ないし１００メーターに達する。
【００４７】
それ自体は公知であるので図示しない射出装置によって上流側の端部で射出される加圧蒸気の作用でピストン５（図面ではその一つだけが見える）が各シリンダ４ａ、４ｂ内を慴動する。
【００４８】
各ピストン５は下流側に延びた円錐台の形状であるラム６を備えている。
【００４９】
更に、各ピストンは各シリンダ４ａ、４ｂ全体に沿って形成された長手方向のスリット３を経てそれぞれのピストンの上方へと通る連結部材８によって単一のキャリッジ７に固定されている。長手方向のシール（図示せず、米国特許第４，２５２，２８５号に記載されている種類のものでよい。）が、カタパルトの動作時にはキャリッジが通過できるようにしつつシリンダを密閉する。
【００５０】
２つのピストン５に固定されたキャリッジはこのようにしてそれぞれのシリンダ４ａ、４ｂ内の各ピストンの運動によって、また、場合によっては公知の案内手段によって案内される。
【００５１】
下流側の縁部に切欠き部１１を設け、キャリッジ５に固定された部材１０がフックとしての役割を果たし、航空母艦の甲板に形成された（図５（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）では見えない）スロットを越えて延びている。
【００５２】
各シリンダ４ａ、４ｂの下流側の端部（すなわち離陸ストリップの端部）は制動装置１３によって閉鎖され、これはピストン５のラム６がそこに入った場合に排水の原理で動作する。
【００５３】
これまで説明した構造は従来のものであり、航空母艦用のカタパルトとして一般に採用されている構造であることが理解されよう。
【００５４】
本発明に従って、２つのシリンダ４ａおよび４ｂの間にレール１４が敷設されている。このレールは緩衝器１５が備えられているカタパルトの下流側端部から始まる所定の距離に亘ってシリンダと平行に後方に延びている。
【００５５】
重り１６はレール１４と相補形の形状で、重り１６内に形成された溝１７によってレール上を案内されつつ、レール１４に沿って慴動可能であるように実装されている。コイルばね１８が重り１６に取付けられ、シリンダ４ａおよび４ｂの軸と平行に後向きに延びている。このばねはキャリッジ７のフック板１０の前縁部に取付けられた横ストライカ板１９と相互作用するようにされている。
【００５６】
このカタパルトの動作は３つの動作段階を示した図５（Ａ）〜（Ｃ）を参照することによって明らかになる。
【００５７】
図５（Ａ）では、キャリッジ７は既に始動しており（航空機は図示せず）、変調装置１の領域に到達する過程にある。コイルばね１８は未だ弛んでおり、重り１６は未だレール１４上で動いていない。
【００５８】
図５（Ｂ）では、板１９がばね１８を圧縮しており、一方、このばねによって重り１６はレール１４に沿って前進せしめられている。ラム６の前端部は制動装置１３の入口に入ったばかりである。この図面は図２および図３の瞬間Ｔと対応している。力ＥＣＦおよびＥＣはゼロになり、前脚ＴＡＶは振動を受けることなくフック１０、１１を離れる。
【００５９】
図５（Ｃ）では、カタパルトは進行の終了点に到達している。ラム６は制動装置１３に完全に係合しており、従って停止し、重り１６は緩衝器１５に当たって停止し、ばね１８は再び弛んでいる。
【００６０】
キャリッジ７はシリンダ４ａおよび４ｂの反対端まで引き戻すことができ、変調装置は図５（Ａ）に示した位置まで戻っているので、カタパルトは次の使用サイクルを開始することが可能である。
【００６１】
図６（Ａ）〜（Ｃ）は本発明の別の実施態様を示しており、重り１６Ａはシリンダ４ａと４ｂとの間に敷設されたレール１４Ａに沿って慴動する略円筒形の物体からなっている。この円筒体は案内棒２０を含んでおり、その上をコイルばね１８が滑動することで、圧縮時に座屈することが防止される。加えて、この円筒体の各端部には円筒体がレール１４に沿って案内されることができるようにレール１４に取付けられた取付具１７Ａが取付けてある。
【００６２】
更に、キャリッジ７はストライカ板１９Ａを備えており、このストライカ板には重り１６Ａの案内棒２０が通過できるように開口部２１が形成されている。
【００６３】
図６（Ａ）〜（Ｃ）はそれぞれ図５（Ａ）〜（Ｃ）と同じ位置にある別の実施態様のカタパルトを示している。
【００６４】
図７（Ａ）は、重り１６Ｂがテレスコープ形の物体から形成こされ、シリンダ２２とピストン２３とがこのシリンダ内で案内される本発明の別の実施態様を示している。ばね１８はシリンダ２２の周囲を滑動し、一方、もう一つのばね２４がシリンダ内部に配置されている。シリンダ内に含まれた流体によって、シリンダがピストン２３の一方の側から他方の側に移動する際に緩衝効果が得られる。このような構成によって、緩衝器１５に対するアセンブリ１Ｂの衝撃を緩衝させることができる。
【００６５】
図７（Ｂ）は、変調装置の弾性部材が気体ばねである別の実施形態を示している。すなわち、この場合は、重り３２を形成するシリンダによって境界が形成された空間３１内に封入された気体の容積を圧縮することによって変調力が得られるのである。重りは重り１６Ａまたは１６Ｂと同様にカタパルト上に実装されている。
【００６６】
シリンダはその下流側の端部で閉鎖され、上流側の端部でピストンによって遮断されている。キャリッジ７は、下流側に延び、かつ重りの上流側の端壁３５を介して重り３２と噛み合うことにできることによって、ピストンを前方に押しやり、ひいては気体容積を圧縮するラム３４を備えている。ラム３４の長さは空間３１内のピストン３３の進行距離とほぼ対応している。
【００６７】
この実施形態では、気体容積は有利に、予め加圧され、すなわち事前圧縮されているので、ピストンが移動を開始すると即座に相当の変調力が発生する。
【００６８】
このようにして、一実施形態としてのみ、また所定の航空機およびカタパルトについて、空間３１の長さを１ないし２ｍとし、気体を数１０ないし数１００バールの圧力まで予め圧縮することができ、一方、ラムの長さを約１ないし２ｍとしてもよい。
【００６９】
図８は変調装置１Ｃが下流側の端部の近傍のシリンダ４ａおよび４ｂの壁に形成された単数または複数の通気口２５によって形成されている本発明の別の実施形態を示している。選択肢として、これらの通気口をフラップ２６で閉鎖することもできる。通気口の目的は、内部の蒸気圧を低減し、ひいてはピストン５がキャリッジ７に衝突する力を軽減するためにシリンダ４ａおよび４ｂ内に、好ましくは調整可能である計画漏れを発生させることにある。これらの通気口をシリンダの長手方向に沿って綿密に配分することによって、図３のＹ３に示したような変調曲線を得ることが可能になり、瞬間Ｔでゼロになる力を生成することに成功する。図８は更に、カタパルト用に形成されたスロット１２の一つの縁部とともに、航空母艦の甲板の一部を示している。
【００７０】
図９は変調装置１Ｄによって、カタパルトのシリンダ４ａおよび４ｂに固定された部分に対するキャタッジ７に固定された部分の制動作用を利用して牽引力を変調することが可能である、本発明の別の実施形態を概略図で示している。
【００７１】
図示のとおり、逆Ｔ字形の輪郭を有するレール１４Ａは２つのシリンダ４ａおよび４ｂと一体であり、前述のレール１４と同様にシリンダの間に延びている。この場合は、キャリッジ７には制動力をレール１４Ａに加えることができる（図９で参照符号２７を付してある）部材が備えられている。
【００７２】
この制動力は異なる種類のものでよい。例えば、キャリッジ７にはレール１４Ａ上の摩擦力によって作用し、それ自体は公知である適宜の指令装置によって起動される単数または複数の制動シューを備えることができる。その場合は、制動は図９に概略的に示すように有利に一組のジョー２８の形式のものでよい。
【００７３】
本発明の別の態様では、キリャッジ７が移動するとレール１４Ａ内にうず電流を発生することができる電磁石または永久磁石のような、レール１４Ａの縦の部分に対して垂直向きの磁界発生手段がキャリッジに備えられている。電磁石を利用すれば、磁化電流を変更することによって制動力を容易に調整できよう。
【００７４】
最後に、図１０に示した実施形態では、本発明に従った変調装置１Ｅは、重り１６がばね１８の背後に配置されていることを除いて図４及び図５に示した種類と同じ種類のものであり、ばね１８にはピストン５上に設けたストライカ・ラグ３０と相互に作用する捕捉部材２９が取付けてある。
【００７５】
この場合、変調装置１Ｅによって形成された装置は、キャリッジ７によって押されるのではなく引張られるが、それでもこの装置の動作態様が根本的に変わるものではない。
【００７６】
従って、本発明に従って、変調装置の動作パラメータを変更することによって、航空機の構造をカタパルト射出衝撃に特に適応させなくても、船上航空機とその飛行構造の被動物体および飛行速度に関してカタパルトが満たすべき種々の動作条件を充分に調和させることができることが明らかであろう。
【００７７】
これまで本発明を航空母艦用のカタパルトでの特殊な用途について説明してきたが、物体が一時的に加速される必要があり、その後自由に運動できるあらゆる場合に応用できることが理解されよう。同様に、本発明の構想は物体の運動が直線的であるか、曲線的あるかに関わりなく応用できることも理解されよう。
【００７８】
本発明は特に、加速される物体が、加速時の衝撃に敏感な部品を有する複雑なアセンブリであるようなあらゆる場合に有利に応用することができる。これは例えば、衛星、ミサイル、魚雷、または実験室での試験用の対象等の場合である。これらの用例については、本発明の特徴は通常の機械力学的な規則を利用して、対象の物理的特徴（質量、速度、加速、衝撃に起因する振動周期）に適応するものである。
【００７９】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明の変調装置によって、射出の終了時に、航空機全体が飛行速度に達すると特に航空機の前脚と、補助支柱とに応力がかからないことにより、牽引力が解除された時に発生する機械的振動によって可動物体が悪影響を受けることなく、可動物体に極めて高い加速を加えることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】先行技術に基づく航空母艦カタパルトの動作の極めて簡略な概略図である。
【図２】先行技術のカタパルトと、本発明に従って製造されたカタパルトの双方の作用を受けた航空機の前脚の補助支柱が受ける力を時間の関数として示したグラフである。
【図３】先行技術のカタパルトと、本発明に従ったカタパルトによって前脚に加わる牽引力を時間の関数として示したグラフである。
【図４】本発明に従ってカタパルトの第１の実施形態を極めて簡略化して示した概略図である。
【図５】本発明に従ったカタパルトの第１の実施形態を示す部分図で、（Ａ）〜（Ｃ）はそれぞれ動作中の状態を示す図である。
【図６】本発明の第２の実施形態を示す部分図で、（Ａ）〜（Ｃ）はそれぞれ動作中の状態を示す図である。
【図７】本発明のカタパルトの別の実施形態を示した図面である。
【図８】本発明のカタパルトの別の実施形態を示した図面である。
【図９】本発明のカタパルトの別の実施形態を示した図面である。
【図１０】本発明のカタパルトの別の実施形態を示した図面である。
【符号の説明】
１ 変調装置
２ 重り
３ 弾性部材
４ａ，４ｂ シリンダ
５ ピストン
６ ラム
７ キャリッジ
８ 連結装置
１０，１１ フック
１２ スロット
１３ 制動装置
１４ レール
１５ 緩衝器
１６ 重り
１７ 溝
１７Ａ 取付具
１８ コイルばね
１９ ストライカ板
２０ 案内棒
２１ 開口部
２２ シリンダ
２３ ピストン
２４ ばね
２５ 通気口
２６ フラップ
２７ 制動部材
２８ ジャー
２９ 捕捉部材
３０ ストライカ・ラグ
３１ 空間
３２ 重り
Ａ 航空機
Ｂ 発射棒
Ｃ キャリッジ
ＣＦ 補助支柱
ＣＲ 連結手段
Ｆ 制動装置
Ｇ 案内装置
Ｍ 動力装置
ＴＡＶ 前脚
ＥＣ 牽引力
ＥＣＦ 補助支柱内の力

Claims (19)

1. 可動物体（Ａ，ＴＡＶ，ＣＦ）に極めて高い加速を加えるための牽引装置において、案内装置（８、９）と、該案内装置（８、９）に対して慴動可能に取付けられたキャリッジ（７）と、該キャリッジ（７）に対して前記案内装置（８、９）に沿って前記物体（Ａ，ＴＡＶ，ＣＦ）の加速方向に向かう方向に加速運動を加える動力装置（４ａ、４ｂ、５）と、前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）と前記キャリッジ（７）とが加速されるとこれらを互いに一時的に固定可能にする連結装置（８）とを備え、前記牽引装置が更に、前記物体の加速の終了時に前記キャリッジ（７）を制動し、前記キャリッジと前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）との間の連結を遮断する制動装置（１３）を含んでおり、前記物体は互いに弾力的に連結され、牽引力（ＥＣ）の作用で互いに変位可能である要素（ＴＡＶ、ＣＦ）から構成されており、前記牽引装置は更に牽引力（ＥＣ）を変調する装置（１）を備え、この装置は前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）と前記キャリッジ（７）との連結が遮断された瞬間に前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）の要素（ＴＡＶ、ＣＦ）を相互に静止状態、または静止状態に近い状態にするように設計されたことを特徴とする牽引装置。
2. 前記変調装置（１）が前記キャリッジ（７）と前記制動装置（１３）との間で前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）の加速方向に自由に摺動できるように取付けられた重り（１６）を備え、この重りには、前記連結が遮断される前の加速の最終段階で前記キャリッジ（７）が衝突するようにされた前記加速方向に延びた細長い弾性部材（１８）を備えたことを特徴とする請求項１に記載の牽引装置。
3. 前記弾性部材（１８）を前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）の加速方向において前記重り（１６）の上流側に配設したとともに、前記変調装置（１）が前記キャリッジ（７）によって押されることを特徴とする請求項２に記載の牽引装置。
4. 前記弾性部材（１８）を前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）の加速方向において前記重り（１６）の下流側に配設したとともに、前記変調装置（１）が前記キャリッジ（７）によって引っ張られることを特徴とする請求項２に記載の牽引装置。
5. 前記弾性部材（１８）がコイルばね（１８）であることを特徴とする請求項２〜４のいずれかに記載の牽引装置。
6. 前記重り（１６）が、前記ばね（１８）が圧縮される際に前記ばねを案内する案内棒（２０）を備えたことを特徴とする請求項５に記載の牽引装置。
7. 前記弾性部材が気体ばね（３１〜３５）であることを特徴とする請求項２または３に記載の牽引装置。
8. 前記気体ばね内の気体があらかじめ圧縮されることを特徴とする請求項７に記載の牽引装置。
9. 前記重りが前記気体を封入する空間（３１）の境界を形成し、該空間（３１）内にピストン（３３）が慴動可能に取付けられたとともに、前記キャリッジ（７）がピストンを前記気体圧縮空間内で前方に押すことができるラム（３４）を備えたことを特徴とする請求項７または８に記載の牽引装置。
10. 前記重り（１６Ｂ）が、前記変調装置（１Ｂ）の進行方向の下流端部に配置された緩衝器（１５）に対する衝撃を緩衝する油圧式ダンパ（２３、２４）を含んだことを特徴とする請求項２〜９のいずれかに記載の牽引装置。
11. 前記重りが、加速される前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）の構造に応じて出し入れ可能な幾つかの単体重りからなることを特徴とする請求項２〜１０のいずれかに記載の牽引装置。
12. 前記物体（Ａ、ＴＡＶ、ＣＦ）が発射される前に前記変調装置の位置をそのつど調整できるようにする位置調整装置を備えたことを特徴とする請求項２〜１１のいずれかに記載の牽引装置。
13. 前記物体が発射される前に前記弾性部材（１８）の初張力を設定するための装置を更に備えたことを特徴とする請求項２〜１２のいずれかに記載の牽引装置。
14. 前記可動装置が、推進用気体によって圧縮されるようにされた少なくとも一つのシリンダ／ピストン・アセンブリ（４ａ、４ｂ、５）を備え、前記変調装置（１Ｃ）が前記シリンダ内に形成された少なくとも一つの開口部（２６）を備えたことを特徴とする請求項１に記載の牽引装置。
15. 前記牽引力を調整する装置を備え、前記変調装置を前記調整装置内に組入れたとともに、変調が前記牽引力の直接的な調整によって達成されることを特徴とする請求項１に記載の牽引装置。
16. 前記変調装置（１Ｄ）が前記キャリッジ（７）の進行の下流部分での前記加速方向に延びたレール（１４Ａ）と、該レール（１４Ａ）に対して前記キャリッジを制動する制動力を発生するための、前記キャリッジ（７）に担持された装置（２７、２８）とを含む制動装置（２７、２８）を備えたことを特徴とする請求項１に記載の牽引装置。
17. 前記キャリッジに担持された制動力を発生するための前記装置（２７、２８）が、前記レール（１４Ａ）に作用するように起動可能である少なくとも一つの制動シューからなることを特徴とする請求項１６に記載の牽引装置。
18. 前記キャリッジに担持された制動力を発生するための前記装置（２７、２８）が、うず電流によって前記レール（１４Ａ）に作用するように起動可能である磁界発生装置からなることを特徴とする請求項１７に記載の牽引装置。
19. 請求項１〜１８のいずれかに記載の牽引装置を装備した航空母艦用のカタパルト。

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