JP5926987B2

JP5926987B2 - 自走飛翔体発射装置

Info

Publication number: JP5926987B2
Application number: JP2012050665A
Authority: JP
Inventors: 康隆尾嵜; 岡田　浩司; 浩司岡田
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2012-03-07
Filing date: 2012-03-07
Publication date: 2016-05-25
Anticipated expiration: 2032-03-07
Also published as: JP2013185749A

Description

本発明は、車両にロケット弾等の飛翔体を発射する発射機構を搭載した自走飛翔体発射装置に関する。

従来より、車両の荷台に飛翔体の発射機構を搭載することで、発射位置を移動させて飛翔体を発射することができる自走飛翔体発射装置が開発されている。
自走飛翔体発射装置は、飛翔体発射時には、飛翔体を収納する発射筒を車両の荷台に対して傾斜させ、斜め上又は垂直上方に向けて飛翔体を発射させる。飛翔体が発射する際には、飛翔体のノズルから噴流（以下ブラストという）が発生するが、自走飛翔体発射装置には、ブラストが車両に及ばないよう飛翔体を収納する発射筒の後部にブラストを偏向させる偏向板等が設けられている（特許文献１参照）。

特開２００６−１５３３０２号公報

上記特許文献１のように、偏向板を設けることでブラストが車両に及ぶのを防止することはできても、ブラストによって車両に作用する発射反動の影響を防ぐことはできない。当該発射反動は、飛翔体が発射機構の発射筒から発射される際に飛翔体のノズルから出る推力が、比較的大きな前面投影面積を有する発射筒前面に干渉して生じているものと考えられる。このような発射反動が斜め上方又は垂直上方に向いている発射筒に作用することでバランスが崩れて当該発射機構を支える車両ごと転倒するという問題がある。また、発射筒内に複数の飛翔体が幅方向に並んで収納されているような場合には、端側の飛翔体が発射されると、発射筒を回動する方向に発射反動が作用して発射機構のバランスが崩れるという問題ある。

このため発射筒の傾斜角や回動角は、車両が転倒しない範囲に制限されている。しかし、このように飛翔体の発射可能な範囲を制限することは、発射機構としての性能を低下させることとなり好ましくない。また、自走飛翔体発射装置に設けられるアウトリガ等の支持脚の増加や大型化、又は自走飛翔体発射装置の構成物や駆動機構等の強度の増強により、車両を転倒しにくくして飛翔体の発射可能範囲を拡げることはできるが、これは重量増加等の問題が生じる。

本発明はこのような問題を解決するためになされたもので、その目的とするところは、発射反動を軽減することができ、飛翔体の発射可能範囲を拡げることのできる自走飛翔体発射装置を提供することにある。

上記した目的を達成するために、請求項１の自走飛翔体発射装置では、車両に搭載された発射機構から飛翔体を発射する自走飛翔体発射装置であって、前記飛翔体を収納する発射筒と、前記発射筒に設けられ、前記飛翔体発射時のブラストを受けて、前記飛翔体の発射反動により生じるモーメントと逆方向のモーメントを生じさせる発射反動軽減手段と、を備え、前記発射反動軽減手段は翼形状をなしていることを特徴としている。

請求項２の自走飛翔体発射装置では、請求項１において、前記発射反動軽減手段は、前記発射筒に対して幅方向に延び、縦断面が前記発射筒の下面側に揚力を発生させる翼形状をなしていることを特徴としている。
請求項３の自走飛翔体発射装置では、請求項１において、前記発射反動軽減手段は、前記発射筒に対して上方向に延び、横断面が前記発射筒の幅方向内側に揚力を発生させる翼形状をなしていることを特徴としている。

請求項４の自走飛翔体発射装置では、請求項１〜３のいずれかにおいて、前記翼形状をなした発射反動軽減手段は、折り畳み可能であることを特徴としている。

上記手段を用いる本発明によれば、自走飛翔体発射装置において、飛翔体発射時のブラストを受けて、飛翔体の発射反動により生じるモーメントと逆方向のモーメントを生じさせる発射反動軽減手段を発射筒に設け、この発射反動軽減手段を、好ましくは、発射筒に対し幅方向に延び発射筒下面側に揚力を生じる翼形状、又は発射筒に対し上方向に延び幅方向内側に揚力を生じる翼形状とする。

このような発射反動軽減手段を設けることで、発射反動により生じるモーメントを、ブラストを利用して効率よく軽減し、当該発射反動により自走飛翔体発射装置のバランスが崩れるのを抑制することができる。そして、このように発射反動を軽減することで、飛翔体の発射可能範囲を拡げることができる。

本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の走行時における側面図である。本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の走行時における上面図である。本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射準備時における側面図である。本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射準備時における上面図である。本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射時における発射筒の側面図である。本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射時における発射筒の上面図である。発射反動軽減手段の変形例を示した自走飛翔体発射装置の側面図である。発射反動軽減手段の変形例を示した自走飛翔体発射装置の上面図である。

以下、本発明の実施の形態を図面に基づき説明する。
図１及び図２を参照すると、本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の走行時における側面図及び上面図がそれぞれ示されており、これらの図に基づき、自走飛翔体発射装置の基本的な構成について説明する。
自走飛翔体発射装置１は、車両２に飛翔体を発射する発射機構４が搭載されて構成されている。

詳しくは、車両２はキャブ６の後方に荷台８を有するトラックであり、当該荷台８に発射機構４が搭載されている。また車両２には、荷台８の前部及び後部の側面にそれぞれアウトリガ１０が設けられている。
発射機構４は、略立方体形状の発射筒１２内に複数の飛翔体を収納している。発射筒１２と荷台８との間には発射筒１２を上下方向に傾斜させることが可能であるとともに、水平方向に回動可能な支持機構１４が介装されている。

また、発射筒１２の前部両側面にはサイドウイング１６（発射反動軽減手段）が設けられている。さらに発射筒１２の上面には、前部の幅方向両側部分にトップウイング１８（発射反動軽減手段）が設けられている。サイドウイング１６及びトップウイング１８の付け根部分にはそれぞれヒンジが設けられており、図１、２に示す走行時の状態では、サイドウイング１６は付け根部分から上方に発射筒１２の側面と平行をなすように、トップウイング１８は付け根部分から幅方向内側に発射筒１２の上面と平行をなすように、それぞれ折り畳まれている。

次に、図３及び図４を参照すると、本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射準備時における側面図及び上面図がそれぞれ示されており、これらの図に基づき、自走飛翔体発射装置の発射準備時における構成について説明する。
自走飛翔体発射装置１は、飛翔体の発射準備時には、各アウトリガ１０を接地させ車両２を安定させる。

また、自走飛翔体発射装置１は、支持機構１４を駆動し、発射筒１２下面の後端を支点として発射筒１２を斜め上方に指向するよう傾斜させる。そして、折り畳まれているサイドウイング１６を側面から幅方向に突出するように展開し、同じく折り畳まれているトップウイング１８を上面から上方に突出するように展開する。
図３に示すように、各サイドウイング１６は、縦断面が発射筒１２の下面側に凸の翼形状をなしている。従って、各サイドウイング１６は発射筒１２の前方から後方へのブラストを受けることで発射筒１２の下面側への揚力（以下ダウンフォースという）を発生させることとなる。

一方、図４に示すように、各トップウイング１８は、断面形状が発射筒１２の幅方向内側に凸の翼形状をなしている。従って、各トップウイング１８は発射筒１２の前方から後方へのブラストを受けることで発射筒１２の幅方向内側への揚力（以下サイドフォースという）を発生させることとなる。
続いて、図５及び図６を参照すると、本発明の一実施形態に係る自走飛翔体発射装置の飛翔体発射時における発射筒の側面図及び上面図が示されており、飛翔体発射時における構成及び作用する力について説明する。

図５では、図４の発射準備状態から支持機構１４を回動させ、車両２に対して左側方に飛翔体２０を発射する姿勢を示している。発射筒１２は飛翔体２０のノズルから噴射されるブラストを前面で受けることで、白抜き矢印で示した発射筒１２の軸方向後方への力である発射反動Ｆｒｋｔを受ける。
一方、サイドウイング１６は、黒太矢印で示したように、飛翔体２０からのブラストを受けて発射筒１２の下面側へのダウンフォースＦｄを生じさせる。

これらの力は、図５に示す発射状態においては、車両２と地面とが接地している右側下端を支点として、車両２のロール方向のモーメントを生じさせる。なお、図５では説明を簡略化するためアウトリガ１０を図示せず、車両２の車輪が地面と接地しているものとして、右後輪の右側下端を支点として以下説明する。
図５に示すように、発射反動Ｆｒｋｔは図面に対して時計回りの方向（白抜き環状矢印）のモーメントとして、ダウンフォースＦｄ及び自走飛翔体発射装置１の自重Ｆｇが図面に対して反時計回りの方向（黒太環状矢印）のモーメントとして作用する。この発射反動Ｆｒｋｔによるモーメントは自走飛翔体発射装置１のバランスを崩す方向（以下、反動方向という）のモーメントであり、これに対しダウンフォースＦｄによるモーメントは自走飛翔体発射装置１のバランスを安定させる方向（以下、安定方向という）のモーメントである。

当該図５における反動方向のモーメントの大きさＭｒｋｔ１は、発射反動Ｆｒｋｔと、支点から発射反動Ｆｒｋｔの作用線までの距離Ｌｒｋｔ１とから、下記式（１）で表される。
Ｍｒｋｔ１＝Ｆｒｋｔ×Ｌｒｋｔ１・・・（１）

一方、図５における安定方向のモーメントの大きさＭｓ１は、自重Ｆｇ、支点から自重Ｆｇの作用線までの距離Ｌｇ、サイドウイング１６により生じるダウンフォースＦｄ、及び支点から当該ダウンフォースＦｄの作用線までの距離Ｌｄから、下記式（２）で表される。
Ｍｓ１＝Ｆｇ×Ｌｇ＋Ｆｄ×Ｌｄ・・・（２）

この反動方向のモーメントの大きさＭｒｋｔ１より、安定方向のモーメントの大きさＭｓ１が大であれば車両２の転倒を防ぐことができることとなる。
このように、車両２のロール方向においては、サイドウイング１６を設けたことで、上記式（２）に示すように安定方向のモーメントＭｓ１としてＦｄ×Ｌｄが付加され、反動方向のモーメントを軽減することができる。

なお、発射筒１２を回動させず、上記図３で示したように車両２の正面方向へと飛翔体２０を発射させるような発射状態においては、車両２と地面とが接地している後端部分を支点として、車両２のピッチ方向のモーメントが生じる。このような場合においても、サイドウイング１６は飛翔体２０からのブラストを受けることでダウンフォースを生じさせ、上記式（１）、（２）が成り立ち、反動方向のモーメントを軽減することができる。

次に、図６は図５の発射筒１２の上面図であり、発射筒１２の右端側に収納されていた飛翔体２０が発射された場合を示している。このように上面図においては、発射筒１２は、白抜き矢印で示した発射筒１２の軸方向後方への力である発射反動Ｆｒｋｔを、発射筒１２の前面右端側で受けることとなる。
この場合、各トップウイング１８は、黒太矢印で示すように、飛翔体２０からのブラストを受けて発射筒１２の幅方向内側へのサイドフォースを生じさせる。ここで、右側のトップウイング１８は、左側のトップウイング１８よりも飛翔体２０の発射位置に近いことからブラストの流速も速く、右側のトップウイング１８により発生するサイドフォースＦｓｒ（以下、右サイドフォースＦｓｒという）は、左側のトップウイング１８により発生するサイドフォースＦｓｌ（以下、左サイドフォースＦｓｌという）よりも大きくなる。

これらの力は、図６に示す発射状態においては、発射筒１２の回動中心を支点として、車両２のヨー方向のモーメントを生じさせる。詳しくは、発射反動Ｆｒｋｔが図面に対して時計回りの方向（白抜き環状矢印）のモーメントとして作用し、右サイドフォースＦｓｒと左サイドフォースＦｓｌとの差分が図面に対して反時計回りの方向（黒太環状矢印）のモーメントとして作用する。この発射反動Ｆｒｋｔによるモーメントは自走飛翔体発射装置１のバランスを崩す方向（以下、反動方向という）のモーメントとなる。これは車両２のヨー方向の偏心モーメントとして作用し、接地の摩擦力によっては、飛翔体発射時の挙動を不安定とするものである。これに対しサイドフォースの差分によるモーメントは自走飛翔体発射装置１のバランスを安定させる方向（以下、安定方向という）のモーメントとなる。

当該図６における反動方向のモーメントの大きさＭｒｋｔ２は、発射反動Ｆｒｋｔと、回動中心から発射反動Ｆｒｋｔの作用線までの距離Ｌｒｋｔ２とから、下記式（３）で表される。
Ｍｒｋｔ２＝Ｆｒｋｔ×Ｌｒｋｔ２・・・（３）

一方、安定方向のモーメントの大きさＭｓ２は、右サイドフォースＦｓｒ、左サイドフォースＦｓｌ、回動中心から右サイドフォースＦｓｒの作用線までの距離Ｌｓｒ、及び回動中心から左サイドフォースＦｓｌの作用線までの距離Ｌｓｌから、下記式（４）で表される。
Ｍｓ２＝Ｆｓｒ×Ｌｓｒ−Ｆｓｌ×Ｌｓｌ・・・（４）

なお、本実施形態において、距離Ｌｓｒと距離Ｌｓｌは両トップウイング１８が前後方向において同じ位置にあることから同じ値となる。
この反動方向のモーメントの大きさＭｒｋｔ２に、安定方向のモーメントの大きさＭｓ２が近づくほど発射筒１２の回動を防ぐことができることとなる。
車両２のヨー方向においては、トップウイング１８を設けたことで上記式（４）に示すように、安定方向のモーメントを発生させることができ、反動方向のモーメントを軽減することができる。なお、発射筒１２の左端側に収納されている飛翔体２０が発射される場合には上述した関係は左右逆になる。

以上のように、本実施形態における自走飛翔体発射装置１においては、発射筒１２に飛翔体２０発射時のブラストを受けて、発射反動Ｆｒｋｔにより生じるモーメントに対して逆方向のモーメントを生じさせるサイドウイング１６及びトップウイング１８を設けることで、発射反動Ｆｒｋｔにより生じるモーメントに対しブラストを利用して効率よく軽減し、当該発射反動Ｆｒｋｔにより自走飛翔体発射装置１のバランスが崩れるのを抑制することができる。そして、このように発射反動を軽減することで、飛翔体２０の発射可能範囲を拡げることができる。

また、サイドウイング１６及びトップウイング１８はそれぞれ折り畳み可能であり、自動飛翔体発射装置１の走行時には当該サイドウイング１６及びトップウイング１８を折り畳むことで、当該サイドウイング１６及びトップウイング１８が走行時の障害となることを防止することができる。
以上で本発明に係る自走飛翔体発射装置の実施形態についての説明を終えるが、実施形態は上記実施形態に限られるものではない。

上記実施形態では、発射反動軽減手段として、発射筒１２の側面にサイドウイング１６を、発射筒１２の上面にトップウイング１８を設けているが、発射反動軽減手段はこれに限られるものではない。
例えば、図７、８を参照すると、発射反動軽減手段の変形例を示した自走飛翔体発射装置の側面図及び上面図が示されている。なお、これらの図において上記実施形態と同じ構成については同じ符号を付し詳しい説明を省略する。

図７、８に示すように、当該変形例における発射反動軽減手段は、上記実施形態のサイドウイングとトップウイングの機能を組み合わせた一体型ウイング３０（発射反動軽減手段）である。
詳しくは、一体型ウイング３０は発射筒１２の上面に設けられており、発射筒１２の幅方向に延びる水平部３２と、当該水平部３２の両端を支持する垂直部３４から構成されている。

水平部３２は、縦断面が発射筒１２の下面側に凸の翼形状をなしており、垂直部３４はそれぞれ横断面が内側に凸の翼形状をなしている。従って、一体型ウイング３０は発射筒１２の前方から後方へのブラストを受けることで、水平部３２において発射筒１２の下面側への揚力（ダウンフォース）を発生させ、各垂直部３４において幅方向内側への揚力（サイドフォース）を発生させることとなる。

これにより、当該一体型ウイング３０を備えた自走飛翔体発射装置１’においても上記実施形態と同様の効果を奏することができる。特に当該一体型ウイング３０は、発射筒１２の側面に突出するものがないことから、自走飛翔体発射装置１’の幅方向においてコンパクト化を図ることができる。
また、上記実施形態では、サイドウイング１６及びトップウイング１８は折り畳み可能な構成とすることで走行の障害となることを防止しているが、例えばサイドウイング及びトップウイングを走行時に取り外し可能な構成としてもよい。

また、上記実施形態では、支持機構１４は発射筒１２下面の後端を支点として、発射筒１２を傾斜させているが、発射筒を傾斜させる支点はこの位置に限られるものでない。

１、１’ 自走飛翔体発射装置
２車両
４発射機構
６キャブ
８荷台
１２発射筒
１４支持機構
１６サイドウイング（発射反動軽減手段）
１８トップウイング（発射反動軽減手段）
２０飛翔体
３０一体型ウイング（発射反動軽減手段）
３２水平部
３４垂直部

Claims

車両に搭載された発射機構から飛翔体を発射する自走飛翔体発射装置であって、
前記飛翔体を収納する発射筒と、
前記発射筒に設けられ、前記飛翔体発射時のブラストを受けて、前記飛翔体の発射反動により生じるモーメントと逆方向のモーメントを生じさせる発射反動軽減手段と、
を備え、
前記発射反動軽減手段は翼形状をなしていることを特徴とする自走飛翔体発射装置。
前記発射反動軽減手段は、前記発射筒に対して幅方向に延び、縦断面が前記発射筒の下面側に揚力を発生させる翼形状をなしていることを特徴とする請求項１記載の自走飛翔体発射装置。
前記発射反動軽減手段は、前記発射筒に対して上方向に延び、横断面が前記発射筒の幅方向内側に揚力を発生させる翼形状をなしていることを特徴とする請求項１記載の自走飛翔体発射装置。
前記翼形状をなした発射反動軽減手段は、折り畳み可能であることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の自走飛翔体発射装置。