JPH03167098A - 宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、垂直尾翼を折りたたみ、また展開して作り１
位置におくことができるようにした宇宙往還航空機の垂
直尾翼折りたたみ装置に関する。

〔従来の技術〕

従来考えられている宇宙往還航空機の一例は、第５図に
示すように、宇宙ステーションとのドラキンクの際邪魔
にならないように垂直尾翼０２が主翼夾端Ｏ１に装着さ
れている。

〔発明が解θ・しようとする課題〕

前記の前記宇宙往還航空機の場合、垂直尾翼は身１，５
図（ｂ）中矢印に示す空気流からみて、脂１体０３の陰
に隠れる形となり、第６図に示される】…常の航空法の
垂直尾翼０４のように胴体０３によって加連される気流
を利朋することができないため、その効きは効率的なも
のではない。

また、通常小型の宇宙往還航空機はロケットの先端につ
けて打上げられることが多い。この際、宇宙往還航空機
の大気圏再突入時における空力安定性を付与する面積の
垂直尾翼があるとロケット全体に対し空力的不安定要素
となり、ロケットの制御がそれだけ困難になる。

前記の問題点に鑑みて、宇宙往還航空機の剛体の左右対
称面上に垂直尾翼を２個設けて、垂直尾興の全高を低減
させることも塙えられるが、この場合には、垂直尾翼が
胴体上に突出することによって、宇宙空間における諸活
動、例えば宇宙ステーションに対するドツキング等に支
障をきたすことになる。

本発明は、前記の従来の宇宙往還航空機の１１ｉｊ題点
を解決した垂直尾翼折たたみ装ｋを提伊しようとするも
のである。

〔課題を解決するだめの手段〕

本発明の宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたｌ（み装置は
、打上げロケットに搭載されて宇宙空間へ打上げられ地
上へ帰還する宇宙往還航空機において、前記航空機の後
端上部にその端部が枢着され該航空機の機体軸方向に回
動自在な垂直尾翼、前記航空機に付設され前記垂直尾翼
に設けられた保合手段と着脱し垂直尾翼との相対移り１
を１（］（止又は許容する第１のロック装置、同第１の
ロック装置を作動位置に展開する駆動装置、及び展開さ
れた垂直尾翼をその作動位置に保持するロック装置から
なる。

〔１／ｌ用〕 ロケットによる打上げ時及び宇宙活動時には、垂直尾翼
の保合手段と航空機に付設された第１のロック装置が係
合して垂直尾翼は折りたたＪれ、不安定な空気力の発生
を防止し、またドツキング等の宇宙活九」の支障を最小
とする。

宇宙往還航空機の帰還時における大気圏への再突入時に
は、駆動装μによって垂直尾翼は作動位置へ展開されて
第２のロック装置によって作動位置に保持され、必セな
空力安定性が確保される。

〔実施例〕

本発明の一実施例を第１図ないし第４図によって説明す
る。

本実施例は、第２図に示すように、打上げロケット２１
の先端に取付けられて字面空間へ打上げられ、その後地
上へ帰還する宇宙往還航空機の垂直尾翼折りたたみ装置
に係る。

第１図に示すように、１個の垂直尾翼２の端部は、加俸
ｌの後端上部にピボット３によって枢着されて、航空機
の機体軸方向に回動できるようになっている。川、体ｌ
の後端には、下方から上方へ点火装置ｋｌ　１、同点火
装置ｋ１１によって着火する推進薬１０及び同推進薬１
０で押し出されるロッド１２が設けられている。垂直尾
翼２のピボット３の後方には、二叉状の加速レバー６の
基部が回転中心７まわりに回動できるよう胴体１に枢着
され、加速レバー６の一方の先端は前屈ロッド１２の上
端に接触し、他方の先端の溝１５にロックビン４の一端
が挿入されている。ロックビン４の他端は垂直尾翼に設
けられたラグ５にＩＩ’ｉ？合されて、その摩擦力で固
定されている。また、垂直尾翼の先端には上下に２個の
四部１３．１４が設けられ、第３図に示される垂直尾翼
２の折りたたみ位置では、下方の凹部１４に胴体ｌに一
端が取付けられたバネ９で付勢されたロックビン８が係
合している。

以上のように構成された本実施例では、打上げロケット
による打金時及び宇宙往還航空機が宇宙空間にあるとき
には、第１図中の実線及び第３図に示すように、垂直尾
翼２を折りたたみ位置とする。このとき、ロックビン４
とラグ３との間の摩擦力と、凹部１４とロックビン８と
の保合によって垂直尾翼２は折り−たたみ位置に保持さ
れる。垂直尾翼２を折りたたみ位置に保持することによ
って、垂直尾翼２の全高が低くなり、第２図に示すロケ
ット２１と宇宙往還航空機からなる打上げ飛翔体の空力
不安定モーメントが減少され、打上げ時の制御が容易と
なる。沫た、垂直尾翼２が折りたたみ位置に保持される
ために、第４図に示ず宇宙ステーション２０と宇宙往還
航空機のドツキング等の宇宙活動を容易にすることがで
きる。

宇宙往還航空機の色土への帰還時には、大気圏への再突
入に先立って点火装置ｋｌｌを作動させて推進薬ｌＯに
着火する。着火された推進薬１０はロッド１２を押し上
げ加速レバー６を第３図矢印方向に回転中心７まわりに
回転させてロックビン４をラグ５から外すと共に、加速
レバー８は史に回転してラグ５を押す。これによって、
垂直尾翼２はピボット３まわりに回動して作動位置に展
開し、バネ９で付勢されたロックビン８と凹部１３の保
合によって、垂直尾翼２が作動位置に保持される。

以上の操作は大気圏への再突入前の真空状態の中で？′
］なわれるために、抵抗が少く円滑に行なわれる。

このように、垂直尾翼２が作動位置に突出した宇宙往還
航空機は、大気圏の中でＦｌ＋要の空力安定性か伺与さ
れる。

以上説明したように、本実施例は、打上げ時及び宇宙空
間にある時には、垂直尾央２を折りたたみ状鰹とし、不
安定な空気力の発生を防き、また宇宙ステーションのド
ツキング等の宇宙活動を容易にすることができる。更に
、帰還時には、垂直尾翼２を展開した作１１位置とする
ことによって、空気中の飛行時のｂ１要の空力安定性を
得ることができる。

しかも、垂直尾翼２は胴体１の後端上部にあり、主翼端
に設けられた垂直尾翼に比して大きい空気力を得ること
ができる。

〔発明の効果〕

この発明は次の効果を奏することができる。

（１）　　宇宙往還航空機の打上げ時に１１垂直尾翼が
折りたた才れ、空力不安定モーメントを減らし、打上げ
飛翔体全体の制御を容易にすることができる。

（２）宇宙往還航空機が宇宙空間にあるときには、垂直
尾翼を折りたたんだ状態に保持することにより、ドツキ
ング等の宇宙空間活動を容易にすることができる。

（３）　　宇宙往還航空機の大気圏への再突入時には、
垂直尾翼は引き出されて作動位置をとり、空気中の飛行
時における所要の空力安定性に寄与することができる。

しかも、この寄与の割合は、主翼端の垂直尾翼に比べ同
面積であれば大きい。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例に係る垂直尾翼の折りたた４
状態の説明図、第２図は同実施例を備えた宇宙往還航空
機のロケット打上げ時の説明図、第３図は同実施例の要
部の立面図、第４図は同実施例を備えた宇宙往還航空機
の宇宙ステーションとドツキングの説明図、第５図（ａ
）、（ｂ）Ｖｉそれぞれ従来の翼端垂直尾翼を示す斜視
図と正面図、第６図は従来の単垂直尾典をもっ航を機の
正面図である。 １・・・胴体、　　　２・・・垂直尾翼、　　３・・・
ヒボット、４・・・ロックビン、　　　５・・・ラグ、
６２．・加速レバー　　　７・・・垂直尾翼の回転中心
、８・・・ロックピン、　　　９・・・ハネ、１０・・
・推進薬、　　　１１・・・点火装鉦、１３．１４・・
・凹部。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 打上げロケットに搭載されて宇宙空間へ打上げられ地上
   へ帰還する宇宙往還航空機において、前記航空機の後端
   上部にその端部が枢着され該航空機の機体軸方向に回動
   自在な垂直尾翼、前記航空機に付設され前記垂直尾翼に
   設けられた係合手段と着脱し垂直尾翼と航空機との相対
   移動を阻止又は許容する第１のロック装置、同第１のロ
   ック装置を作動位置に展開する駆動装置、及び展開され
   た垂直尾翼をその作動位置に保持する第２のロック装置
   とからなることを特徴とする宇宙往還航空機の垂直尾翼
   折りたたみ装置。