JP6703883B2 - 飛翔体旋転システム - Google Patents

Description

本発明は、発射時に飛翔体を旋転させる飛翔体旋転システムに関する。

砲弾やロケット弾などの飛翔体を飛行させる際には、飛翔姿勢を安定させるため、飛翔体を旋転させることがある。このような飛翔体を旋転させるシステムは、例えば特許文献１や非特許文献１に開示されている。

特許文献１や非特許文献１に開示された砲身の内腔（以下、砲腔）には、弾丸に旋転を与えるための螺旋状の溝（以下、腔線（ライフル）という）が設けられる。この砲身に装填する弾丸には、砲腔の谷径より少し直径の大きい弾帯が設けられる。発射薬が発生する燃焼ガスの圧力が上昇することによって弾丸が砲腔内を移動すると、弾帯が腔線の山によって切れ、腔線に沿って回転しながら前進する。これにより弾丸が旋転する。
また腔線に弾帯が食い込むことにより、弾帯の前方への燃焼ガスの漏れが防止される。

特開２００９−１０３３８２号公報

弾道学研究会編、火器弾薬技術ハンドブック（改訂版）、財団法人 防衛技術協会刊、２００８年４月３０日発行、第７８２ページ〜第７８７ページ、第８２０ページ〜第８２１ページ

上述のように、特許文献１や非特許文献１のシステムは、弾丸を旋転させるために、砲身の内周面に腔線を有する。一般にこのような腔線を有する砲身を施線砲身という。施線砲身には、以下の特徴がある。

（１）砲腔の内周面に腔線を設けるのに特殊な加工技術を必要とするため、滑腔砲身よりも製造費用が高くなる。

（２）腔線に弾帯が食い込んだ状態で弾丸が施線砲身内を進むため、弾丸の旋転の反作用によって、施線砲身には逆方向の回転力が作用する。そのためこの逆方向の回転力に対応するため、発射装置の総重量を重くする必要が生じる。

（３）腔線に弾帯が食い込んだ状態で弾丸が施線砲身内を進むため、弾丸が砲腔内を移動する際に生じる抵抗が大きく、燃焼ガスのガス圧力に対する弾丸の速度損失が大きい。
それゆえ、腔線をもたない滑腔砲身と同じ弾丸速度を得るためには、燃焼ガスのガス圧力の増加を必要とするため、腔線をもたない滑腔砲身より厚肉となり、発射装置の重量が重くなる。

そのため軽量で製造費用が安く、砲身に回転力が生じにくく、圧力損失が小さい飛翔体の旋転システムが求められていた。
そこで、砲身に腔線が無くても飛翔体を旋転させることができるシステムが求められた。

本発明は上述した要望を満たすために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、砲身に腔線が無くても、飛翔体を旋転させて発射できる飛翔体旋転システムを提供することにある。

本発明によれば、内周面が滑らかな砲身と、
前記砲身の砲腔内に後方から燃焼ガスを噴射する発射薬と、
前記内周面から半径方向内方に隙間を隔てて前記砲身に装填される飛翔体と、
前記飛翔体に取り付けられ前記砲腔を前後に仕切る回転装弾筒と、を備え、
前記回転装弾筒は、その前後の前記砲腔を互いに連通させ、
前記飛翔体の後方から前記隙間を介して前記砲身の外部へ流れる前記燃焼ガスを回転力に変換して前記飛翔体と共に回転する回転機構を有する、飛翔体旋転システムが提供される。

また、前記回転機構は、前記隙間内で前記飛翔体の外周面から半径方向外方に延び該外周面に周方向に間隔を隔てて複数取り付けられる軸流タービン翼を有し、
前記軸流タービン翼は、前記隙間を通る前記燃焼ガスにより前記飛翔体の中心軸を中心として該飛翔体と共に回転する。

また、前記回転機構は、前記飛翔体の後端部に設けられた該飛翔体と同軸のラジアルタービン翼であり、
前記回転装弾筒は、前記ラジアルタービン翼の半径方向外方に設けられ前記回転装弾筒の前後を連通させる貫通孔を有し、
前記ラジアルタービン翼は、前記飛翔体の後方から前記貫通孔に向けて流れる前記燃焼ガスにより前記飛翔体と共に回転する。

また、前記回転機構は、前記砲身の前記内周面に沿った滑らかな外周面を有し前記砲腔の前後を遮断する遮断壁と、
前記遮断壁の後面に開口し前方に延びる長孔と、
前記長孔の前端部に連結し前記遮断壁の前方で周方向の一方に向けて開口するノズルと、を有し、
前記回転装弾筒の前後の前記砲腔は、前記長孔と前記ノズルとを介して連通し、
さらに前記回転機構は、前記ノズルから周方向一方に噴射される前記燃焼ガスにより、前記飛翔体と共に回転する。

また、前記回転機構は、周方向の回転力を前記飛翔体に伝達し、かつ該飛翔体の表面に設けられた凹凸に着脱可能に噛み合う凹凸を有する。

また、前記回転装弾筒は、周方向に分割可能に設けられている。

上述した本発明の装置によれば、砲身の内周面と飛翔体と間に隙間があり、その隙間を介して飛翔体の後方から砲身の外部へ燃焼ガスが流れる。その燃焼ガスの流れにより回転する回転機構を備え、回転機構が飛翔体を回転させるので、腔線やガイドレールを砲身に設けなくても、飛翔体を旋転させることができる。

本発明の第１実施形態の飛翔体旋転システムの説明図である。 本発明の第１実施形態の飛翔体旋転システムの作動を示す縦断面説明図である。 本発明の第２実施形態の飛翔体旋転システムの縦断面図である。 図３の断面図と矢視図である。 本発明の第２実施形態の後部装弾筒の斜視図である。 本発明の第２実施形態の飛翔体旋転システムの作動を示す縦断面説明図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態の飛翔体旋転システム１の説明図である。
図１（Ａ）は縦断面図、図１（Ｂ）は図１（Ａ）のＡ−Ａ矢視図、図１（Ｃ）は図１（Ａ）のＢ−Ｂ矢視図である。

本発明の飛翔体旋転システム１は、発射装置２、飛翔体８、及び回転装弾筒１０を備える。また本発明の発射装置２は、砲身４と発射薬６とを有する。

本発明の砲身４は、内周面４ａが滑らかな円筒面に構成される。
発射薬６は、砲身４の砲腔内に、後方から燃焼ガス６ａ（図２を参照）を噴射する。それにより、飛翔体８の後方に位置する砲身４の砲腔（以下、後室Ｒ）のガス圧力が上昇し、飛翔体８を前方へ押し出す。

本発明の飛翔体８は、旋転しながら飛行する砲弾又はロケット弾である。飛翔体８は、砲身４の内周面４ａから半径方向内方に隙間Ｑを隔てて砲身４に装填され、発射される。
また、飛翔体８は、回転装弾筒１０を介して砲身４の内周面４ａに回転可能に支持される。

また本実施形態の回転装弾筒１０は、飛翔体８に取り付けられ、回転装弾筒１０の前後の砲腔を、互いに連通させながら仕切る。回転装弾筒１０は、飛翔体８の後方から隙間Ｑを介して砲身４の外部へ流れる燃焼ガス６ａを回転力に変換して、飛翔体８と共に回転する回転機構１０ａを有する。
回転装弾筒１０は、例えば図１（Ｃ）に示すように、周方向の回転力を飛翔体８に伝達し、飛翔体８の表面に設けられた凹凸８ｂに着脱可能に噛み合う凹凸１０ｂを有することが好ましい。

この凹凸８ｂにおける凹んだ部分の底面は、飛翔体８の凹凸８ｂではない部分の外周面８ａより半径方向内方に位置することが好ましい。
それにより、凹んだ部分の底面と飛翔体８の凹凸８ｂではない部分の外周面８ａとが成す段差に前部装弾筒１４が引っ掛かるので、砲身内で飛翔体８に対して前部装弾筒１４が前方に滑るのを防ぐことができる。

なお、回転装弾筒１０から飛翔体８に回転力を伝達する機構は、その他の構成のものでもよい。

また、前部装弾筒１４の前方の飛翔体８の外周面８ａには、前部装弾筒１４が飛翔体８の外周面８ａに沿って前方へ移動しないように、図１（Ａ）に示すようなストッパ８ｃが設けられていてもよい。それにより砲身内で前部装弾筒１４が飛翔体８を後方に残して前方へ移動するのを防ぐことができる。

図１の例では、回転装弾筒１０は、飛翔体８の後端部に取り付けられる後部装弾筒１２と、その前方（例えば飛翔体８の胴部）に取り付けられる前部装弾筒１４とを有する。これらの回転装弾筒１０は、砲身４の内周面４ａに、回転可能に支持されている。例えば回転装弾筒１０の外周面が、砲身４の内周面４ａに沿った円筒面であり、砲身４の内周面４ａに摺動かつ回転可能に支持されていてもよい。

本実施形態の後部装弾筒１２は、ラジアルタービン翼１２ｂと、貫通孔１２ｃとを有する。

ラジアルタービン翼１２ｂは、飛翔体８の後端部に設けられた、飛翔体８の中心軸Ｚ−Ｚを中心として回転する回転機構１０ａである。ラジアルタービン翼１２ｂは、飛翔体８の後方（後室Ｒ）から貫通孔１２ｃに向けて流れる燃焼ガス６ａにより、飛翔体８と共に回転する。

貫通孔１２ｃは、ラジアルタービン翼１２ｂの半径方向外方に設けられ、回転装弾筒１０の前後を連通させる孔である。例えば図１の例では、貫通孔１２ｃは、後室Ｒと隙間Ｑとを連通させる。

この構成により、発射薬６から燃焼ガス６ａが発生することにより後室Ｒの圧力が高まり、飛翔体８の後端部を前方に押す。後室Ｒの圧力は、隙間Ｑの圧力より高いため、後室Ｒの燃焼ガス６ａは、貫通孔１２ｃに向けて流れる。ラジアルタービン翼１２ｂを通り、貫通孔１２ｃに向けて流れる燃焼ガス６ａがラジアルタービン翼１２ｂを回転させる。

前部装弾筒１４は、砲身４の内周面４ａと飛翔体８の外周面８ａとの間の隙間Ｑで外周面８ａ全周を取り囲む。そして燃焼ガス６ａにより飛翔体８の中心軸Ｚ−Ｚを中心として飛翔体８を回転させる。

前部装弾筒１４の回転機構１０ａは、軸流タービン翼１４ａにより回転力が得られる。
軸流タービン翼１４ａは、隙間内で飛翔体８の外周面８ａから半径方向外方に延び、周方向に間隔を隔ててその外周面８ａに複数取り付けられる。軸流タービン翼１４ａは、後方から前方に向けて隙間Ｑを通る燃焼ガス６ａにより、飛翔体８の中心軸Ｚ−Ｚを中心として回転する回転力がかかる。そしてこの回転力により、前部装弾筒１４の全体ごと、飛翔体８と共に、中心軸Ｚ−Ｚを中心として回転する。
前部装弾筒１４は、周方向に分割可能に設けられていることが好ましい。

本実施形態の回転装弾筒１０の外周面は、砲身４の内周面４ａに対して回転しながら前方へ滑るように、平滑な円筒面に設けられていることが好ましい。この場合、回転装弾筒１０の外周面が砲身４の内周面４ａに沿って、砲身内を回転しながら前方に滑る。

図２は、本発明の第１実施形態の飛翔体旋転システム１の作動を示す縦断面説明図である。
図２（Ａ）は、発射薬６の起爆直後を示し、図２（Ｂ）は、砲身４から飛翔体８が放出された後を示す。

発射薬６が起爆し、燃焼ガス６ａを放出すると、図２（Ａ）に示すように、後室内のガス圧力が上昇し、隙間Ｑとの圧力差が大きくなる。それにより、飛翔体８の後端部に圧力がかかり、砲身内を飛翔体８が前方に向けて移動する。

また、この圧力差により、後室Ｒの燃焼ガス６ａは、貫通孔１２ｃに向けて流れる。この燃焼ガス６ａの流れを受けてラジアルタービン翼１２ｂが回転し、ラジアルタービン翼１２ｂから回転力が飛翔体８に伝達されることで、飛翔体８が旋転する。
隙間Ｑへ流れた燃焼ガス６ａは、隙間Ｑよりさらに圧力が低い砲身４の外部に向けて前方へ流れる。

それにより、隙間Ｑを前方に向けて流れる燃焼ガス６ａにより、前部装弾筒１４の軸流タービン翼１４ａは、中心軸Ｚ−Ｚを中心として回転する。そして、軸流タービン翼１４ａの回転力が飛翔体８に伝達され、飛翔体８に、中心軸Ｚ−Ｚを中心とする旋回力が与えられる。

図２（Ｂ）に示すように、飛翔体８は、この回転力により回転しながら砲身４から放出される。砲身４から飛翔体８が飛び出すと、飛翔体８は、旋転しながら飛翔する。前部装弾筒１４は、周方向に分割可能に設けられている。それにより、半径方向外方に向かう遠心力が前部装弾筒１４にかかり、分割した前部装弾筒１４が飛翔体８の半径方向外方へ移動し、飛翔体８から離脱する。

また飛翔体８の飛翔に伴い、後部装弾筒１２の前面には後方に押す空気抵抗がかかる。後部装弾筒１２は、この空気抵抗に後方へ押され、飛翔体８の後端部から後方に離脱する。

本実施形態の飛翔体旋転システム１は、これらの構成により、砲身４に腔線やガイドレールを設けなくても、飛翔体８を旋転させることができる。

それにより、本発明の飛翔体旋転システム１は、砲身に腔線やガイドレールを設ける従来のシステムに比べ、砲身４を薄肉に製造でき、軽量化できる。また腔線やガイドレールを設けるのに必要な特殊な加工を必要としないので、本発明の飛翔体旋転システム１は、従来のシステムより発射装置２の製造費用を抑えられる。

また、回転装弾筒１０の外周面が砲身４の内周面４ａを周方向に滑るので、従来のシステムより、飛翔体８（回転装弾筒１０）と砲身４の内周面４ａとの間に生じる抵抗を小さくすることができる。それにより、後室内のガス圧力に対する速度損失を従来のシステムより少なくすることができる。

さらに、本発明の砲身４には腔線やガイドレールが設けられず、回転装弾筒１０の外周面が砲身４の内周面４ａに沿って滑りながら回転するので、砲身４に、飛翔体８の旋転の逆方向の回転力が発生するのを抑えることができる。

なお、本実施形態の飛翔体旋転システム１は、後部装弾筒１２と前部装弾筒１４の双方を備えるが、飛翔体８を回転させる機構として、後部装弾筒１２と前部装弾筒１４のいずれか一方のみを備えていてもよい。その場合、飛翔体旋転システム１は、砲身内に飛翔体８を回転可能に支持する装弾筒（以下、支持装弾筒）を備える。

このとき、飛翔体旋転システム１が後部装弾筒１２を備える場合は、支持装弾筒は、軸流タービン翼１４ａを有さない。
一方、飛翔体旋転システム１が前部装弾筒１４のみを備える場合には、支持装弾筒は、前部装弾筒１４と同様に軸流タービン翼１４ａを有していても有さなくてもよい。つまり、例えば飛翔体旋転システム１は、前後方向に間隔を隔てて複数の前部装弾筒１４を備えていてもよい。

（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態の飛翔体旋転システム１について説明する。
図３は、本発明の第２実施形態の飛翔体旋転システム１の縦断面図である。
図４（Ａ）は、図３のＣ−Ｃ矢視図である。図４（Ｂ）は図３のＤ−Ｄ矢視図、図４（Ｃ）は図３のＥ−Ｅ矢視図である。
図５は、本発明の第２実施形態の後部装弾筒１２の斜視図である。なお、図５においては、飛翔体８の外周面８ａと回転装弾筒１０の内周面に設けられる凹凸８ｂ、１０ｂの描写を省略している。

本実施形態の前部装弾筒１４は、第１実施形態のそれと同様である。

本実施形態の後部装弾筒１２は、遮断壁１２ｄ、ノズル１２ｅ、及び長孔１２ｇを有する。後部装弾筒１２の回転機構１０ａは、遮断壁１２ｄ、ノズル１２ｅ、及び長孔１２ｇである。

遮断壁１２ｄは、砲身４の内周面４ａに沿った滑らかな外周面を有する。この遮断壁１２ｄの外周面が砲身４の内周面４ａに沿って滑るようになっている。
また遮断壁１２ｄは、砲腔を前後に遮断する。例えば遮断壁１２ｄは、図３に示すように、飛翔体８の後端部に連結し、後室Ｒと隙間Ｑとの間に設けられていてもよい。この場合、遮断壁１２ｄは、後室Ｒと隙間Ｑとの間を遮断する。しかしこれに限らず、遮断壁１２ｄは、前部装弾筒１４のように、飛翔体８の胴部上に、隙間Ｑの前後を遮断するように設けられていてもよい。

長孔１２ｇは、後端が遮断壁１２ｄの後面に開口し、前方に延び、その前端がノズル１２ｅに開口する。

ノズル１２ｅは、長孔１２ｇの前端部に連結し、遮断壁１２ｄの前方で周方向の一方に向けて開口する。例えば図４、図５の例では、周方向に間隔を隔てて複数の突起が遮断壁１２ｄから前方に向けて突出しており、その突起の周方向一方に、ノズル１２ｅの開口１２ｆが設けられている。

この構成により、本実施形態において、遮断壁１２ｄの前後の砲腔は、長孔１２ｇとノズル１２ｅとを介して連通する。例えば図４、図５の例では、長孔１２ｇとノズル１２ｅによって、後室Ｒと隙間Ｑとが連通する。

図６は、本発明の第２実施形態の飛翔体旋転システム１の作動を示す縦断面説明図である。
図６（Ａ）は、発射薬６の起爆直後を示し、図６（Ｂ）は、砲身４から飛翔体８が放出された後を示す。

図６（Ａ）に示すように、発射装置２の発射薬６から燃焼ガス６ａが放出されることによって、後室Ｒと隙間Ｑとの間の差圧が大きくなる。後室Ｒと隙間Ｑは、長孔１２ｇとノズル１２ｅのみで連通しているため、後室Ｒから長孔１２ｇに流入する燃焼ガス６ａは、ノズル１２ｅの開口１２ｆから周方向の一方に向けて隙間Ｑに噴射される。それにより、本実施形態の後部装弾筒１２に回転力が加わり、後部装弾筒１２が回転する。それにより、後部装弾筒１２から飛翔体８に回転力が伝達され、飛翔体８が中心軸Ｚ−Ｚを中心として旋転する。

砲身４から飛翔体８が飛び出すと、飛翔体８は、旋転しながら飛翔する。それにより、半径方向外方に向かう遠心力が前部装弾筒１４にかかり、前部装弾筒１４が飛翔体８から離脱する。

また飛翔体８の飛翔に伴い、後部装弾筒１２の前面には後方に押す空気抵抗がかかる。それにより後部装弾筒１２は、飛翔体８から後方に離脱する。

本実施形態の飛翔体旋転システム１は、後部装弾筒１２に長孔１２ｇとノズル１２ｅを設けるという簡単な構成で成り立つので、飛翔体旋転システム１の製造費用をさらに抑えることができる。

本実施形態の飛翔体旋転システム１のその他の構成と効果は、第１実施形態のそれと同様である。

上述した本発明の装置によれば、砲身４の内周面４ａと飛翔体８と間に隙間Ｑがあり、その隙間Ｑを介して飛翔体８の後方から砲身４の外部へ燃焼ガス６ａが流れる。その燃焼ガス６ａの流れにより回転する回転機構１０ａを備え、回転機構１０ａが飛翔体８を回転させる。それにより、腔線やガイドレールを砲身４に設けなくても、飛翔体８を旋転させることができる。

したがって本発明の飛翔体旋転システム１は、腔線やガイドレールを砲身４に設ける必要が無いので、砲身４を薄肉に製造でき、軽量化を図ることができる。また腔線やガイドレールを設けるために、砲身４に特殊な加工を施す必要が無いため、従来のシステムより製造費用を抑えることができる。

さらに、本発明の砲身４の内周面４ａに腔線やガイドレールが無いことから、砲身４にかかる飛翔体８の旋転と逆方向の回転力を抑えることができる。

また砲身４の内周面４ａが滑らかに設けられているので、従来のシステムより、飛翔体８が砲身内を移動する際に生じる抵抗が小さい。そのため、後室Ｒのガス圧力に対する飛翔体８の速度損失を従来のシステムより抑えることができる。そのため、従来のシステムより多くの後室Ｒの燃焼ガス６ａのガス圧力を飛翔体８の速度に変換することができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

１ 飛翔体旋転システム、２ 発射装置、
４ 砲身、４ａ 内周面、
６ 発射薬、６ａ 燃焼ガス、
８ 飛翔体、８ａ 外周面、８ｂ 凹凸、８ｃ ストッパ、
１０ 回転装弾筒、１０ａ 回転機構、１０ｂ 凹凸、
１２ 後部装弾筒、１２ｂ ラジアルタービン翼、１２ｃ 貫通孔、
１２ｄ 遮断壁、１２ｅ ノズル、１２ｆ 開口、１２ｇ 長孔、
１４ 前部装弾筒、１４ａ 軸流タービン翼、
Ｒ 後室、Ｑ 隙間、Ｚ−Ｚ 中心軸

Claims (5)

1. 内周面が滑らかな砲身と、
   前記砲身の砲腔内に後方から燃焼ガスを噴射する発射薬と、
   前記内周面から半径方向内方に隙間を隔てて前記砲身に装填される飛翔体と、
   前記飛翔体に取り付けられ前記砲腔を前後に仕切る回転装弾筒と、を備え、
   前記回転装弾筒は、前記内周面に沿った円筒面を形成する外周面と、
   前記外周面の半径方向内側で前記回転装弾筒の前後の前記砲腔を互いに連通させる孔と、
   前記孔の内部に固定され前記飛翔体の後方から前記砲身の外部へ向けて前記内部を流れる前記燃焼ガスを回転力に変換して前記飛翔体と共に回転するタービン翼と、を有し、
   前記回転装弾筒の前後の前記砲腔は、前記孔によってのみ連通されており、
   前記孔は、前記内部の前記燃焼ガスの流路を、前記タービン翼の翼と翼の間を通過する流路に限定する、飛翔体旋転システム。
2. 前記回転装弾筒は、前記飛翔体の後端部より前方の位置で前記飛翔体の胴部に取り付けられる前部装弾筒を有し、
   前記タービン翼は、前記隙間内における前記前部装弾筒に設けられた前記孔の前記内部で前記飛翔体の外周面から半径方向外方に延び該外周面に周方向に間隔を隔てて複数取り付けられる軸流タービン翼であり、
   前記軸流タービン翼は、前記内部を通る前記燃焼ガスにより前記飛翔体の中心軸を中心として該飛翔体と共に回転する、請求項１に記載の飛翔体旋転システム。
3. 前記回転装弾筒は、前記飛翔体の後端部に取り付けられる後部装弾筒を有し、
   前記タービン翼は、前記飛翔体の後端部であって前記後部装弾筒の前記孔の前記内部に設けられた該飛翔体と同軸のラジアルタービン翼であり、
   前記孔は、前記ラジアルタービン翼の半径方向外方に設けられた貫通孔を含み、
   前記ラジアルタービン翼は、前記飛翔体の後方から前記貫通孔に向けて流れる前記燃焼ガスにより前記飛翔体と共に回転する、請求項１に記載の飛翔体旋転システム。
4. 前記回転装弾筒は、周方向の回転力を前記飛翔体に伝達し、かつ該飛翔体の表面に設けられた凹凸に着脱可能に噛み合う凹凸を有する、請求項１に記載の飛翔体旋転システム。
5. 前記回転装弾筒は、周方向に分割可能に設けられている、請求項２に記載の飛翔体旋転システム。

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