JPH0565797B2 - - Google Patents
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- JPH0565797B2 JPH0565797B2 JP29614088A JP29614088A JPH0565797B2 JP H0565797 B2 JPH0565797 B2 JP H0565797B2 JP 29614088 A JP29614088 A JP 29614088A JP 29614088 A JP29614088 A JP 29614088A JP H0565797 B2 JPH0565797 B2 JP H0565797B2
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- wing
- disk
- deployable
- fuselage
- wings
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、機体の前半部所定位置に操舵翼を
また後半部所定位置に安定翼を有する飛翔体の運
動性能及び空力安定性能の改良に関するものであ
る。
また後半部所定位置に安定翼を有する飛翔体の運
動性能及び空力安定性能の改良に関するものであ
る。
一般に飛翔体は所定の運動性能と空力安定性能
を得るために、その前半部の所定位置に操舵翼を
また後半部の所定位置に安定翼を有している。そ
して前記の操舵翼を飛翔体胴内に内蔵した操舵装
置によつて操舵することにより運動性能を、また
前記安定翼によつて空力的に安定した飛行性能を
得ている。
を得るために、その前半部の所定位置に操舵翼を
また後半部の所定位置に安定翼を有している。そ
して前記の操舵翼を飛翔体胴内に内蔵した操舵装
置によつて操舵することにより運動性能を、また
前記安定翼によつて空力的に安定した飛行性能を
得ている。
従来の飛翔体の一例を第８図に示す。第８図に
おいて１は誘導飛翔体の機体、２は操舵翼、３は
安定翼、４はアンテナ、５はアンテナ駆動機構、
６は目標、Ｖは誘導飛翔体の飛翔速度ベクトル、
Ｌは飛翔方向に対して直角な力で、以下揚力と記
述する。θは基準軸で通常地面と誘導飛翔体の機
軸Ａとのなす角度で、以下姿勢角と記述する。α
は飛翔方向と誘導飛翔体の機軸Ａとのなす角度で
以下迎え角と記述する。σはアンテナ４とアンテ
ナ駆動機構５から成る追尾装置から見た目標６の
方向と誘導飛翔体の機軸とのなす角度で以下首振
り角と記述する。誘導飛翔体が目標６の動きに追
従して飛翔運動するためには飛翔方向を変えるた
めの揚力Ｌが必要であるが揚力Ｌに空気力を用い
るのが最も一般的な方法である。即ち、操舵翼２
を動かして、操舵翼２に働く揚力を利用して機体
１の姿勢を変え迎え角αを生じさせて機体１及び
安定翼３に揚力を発生させて飛翔方向を変えてい
る。
おいて１は誘導飛翔体の機体、２は操舵翼、３は
安定翼、４はアンテナ、５はアンテナ駆動機構、
６は目標、Ｖは誘導飛翔体の飛翔速度ベクトル、
Ｌは飛翔方向に対して直角な力で、以下揚力と記
述する。θは基準軸で通常地面と誘導飛翔体の機
軸Ａとのなす角度で、以下姿勢角と記述する。α
は飛翔方向と誘導飛翔体の機軸Ａとのなす角度で
以下迎え角と記述する。σはアンテナ４とアンテ
ナ駆動機構５から成る追尾装置から見た目標６の
方向と誘導飛翔体の機軸とのなす角度で以下首振
り角と記述する。誘導飛翔体が目標６の動きに追
従して飛翔運動するためには飛翔方向を変えるた
めの揚力Ｌが必要であるが揚力Ｌに空気力を用い
るのが最も一般的な方法である。即ち、操舵翼２
を動かして、操舵翼２に働く揚力を利用して機体
１の姿勢を変え迎え角αを生じさせて機体１及び
安定翼３に揚力を発生させて飛翔方向を変えてい
る。
第８図に示した従来の飛翔体の例において、目
標６が高速で運動する場合、これに追従するため
には大きな揚力Ｌが必要であるが、そのためには
迎え角αを大きくするか操舵翼２及び安定翼３を
大きくする方法がある。しかし迎え角αを大きく
していくと、揚力Ｌは増加していくがこれには限
界があり、この限界を越えるとそれ以上に揚力は
増加せず逆に減少してしまう。また迎え角αを大
きくし過ぎると首振り角σが大きくなり、アンテ
ナ駆動機構５の首振り角の限界を越えてしまい、
目標６を見失つてしまう恐れがある。一方、操舵
翼２及び安定翼３を大きくし過ぎると、ランチヤ
ー、航空機等への搭載が困難となり、また取扱い
も難しくなる。特に航空機搭載用の誘導飛翔体で
は、操舵翼２、安定翼３が大きいと、空気抵抗が
大きくなつて、携行飛行時に母機である航空機の
負担が大きくなり、その飛行性能が低下するとい
う問題点があつた。以上より従来の誘導飛翔体の
運動性能、空力安定性能は翼面積から制限を受け
ていた。
標６が高速で運動する場合、これに追従するため
には大きな揚力Ｌが必要であるが、そのためには
迎え角αを大きくするか操舵翼２及び安定翼３を
大きくする方法がある。しかし迎え角αを大きく
していくと、揚力Ｌは増加していくがこれには限
界があり、この限界を越えるとそれ以上に揚力は
増加せず逆に減少してしまう。また迎え角αを大
きくし過ぎると首振り角σが大きくなり、アンテ
ナ駆動機構５の首振り角の限界を越えてしまい、
目標６を見失つてしまう恐れがある。一方、操舵
翼２及び安定翼３を大きくし過ぎると、ランチヤ
ー、航空機等への搭載が困難となり、また取扱い
も難しくなる。特に航空機搭載用の誘導飛翔体で
は、操舵翼２、安定翼３が大きいと、空気抵抗が
大きくなつて、携行飛行時に母機である航空機の
負担が大きくなり、その飛行性能が低下するとい
う問題点があつた。以上より従来の誘導飛翔体の
運動性能、空力安定性能は翼面積から制限を受け
ていた。
この発明はかかる課題を解決するためになされ
たものでランチャー、航空機等への搭載時は、従
来の安定翼に展開翼を収納し、機体をコンパクト
なままに保ち発射後、展開ロツク装置内に収納さ
れた延時薬の燃焼時間として設定した所定の遅れ
時間後に、つまり前記展開翼が母機またはランチ
ヤーに機械的に干渉しない距離に到達してから、
前記展開翼を展開させ、従来の誘導飛翔体に比べ
てより大きな安定翼を翼面積を得て、大きな陽
力、高い運動性能、安定性能を得ることを目的と
するものである。
たものでランチャー、航空機等への搭載時は、従
来の安定翼に展開翼を収納し、機体をコンパクト
なままに保ち発射後、展開ロツク装置内に収納さ
れた延時薬の燃焼時間として設定した所定の遅れ
時間後に、つまり前記展開翼が母機またはランチ
ヤーに機械的に干渉しない距離に到達してから、
前記展開翼を展開させ、従来の誘導飛翔体に比べ
てより大きな安定翼を翼面積を得て、大きな陽
力、高い運動性能、安定性能を得ることを目的と
するものである。
この発明による誘導飛翔体は安定翼の翼面積を
増加させるための展開翼とこの展開翼を展開させ
るエネルギとして捩りトルクを蓄えておくうず巻
ばねと展開翼を収納しておき、発射後所定の遅れ
時間後に展開翼を展開させるためのガスシリンダ
とデイスクとから成る展開ロツク装置とを設けた
ものである。
増加させるための展開翼とこの展開翼を展開させ
るエネルギとして捩りトルクを蓄えておくうず巻
ばねと展開翼を収納しておき、発射後所定の遅れ
時間後に展開翼を展開させるためのガスシリンダ
とデイスクとから成る展開ロツク装置とを設けた
ものである。
この発明においては、ランチヤーまたは航空機
から発射時ワイヤが展開ロツク装置から引き抜か
れ展開ロツク装置に収納された延時薬にて設定さ
れた所定の遅れ時間後に展開ロツク装置が解除さ
れて、うず巻ばねに蓄えられていた展開エネルギ
によつて展開翼が展開する。
から発射時ワイヤが展開ロツク装置から引き抜か
れ展開ロツク装置に収納された延時薬にて設定さ
れた所定の遅れ時間後に展開ロツク装置が解除さ
れて、うず巻ばねに蓄えられていた展開エネルギ
によつて展開翼が展開する。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の
一実施例の全体構成図である。
一実施例の全体構成図である。
第１図は発射前の誘導飛翔体を示すもので機体
１に内蔵された図示していない操舵装置と、操舵
装置により操舵される操舵翼２と機体１に固定さ
れた安定翼３を設け安定翼３に展開翼７が機体１
に設けられた展開ロツク装置８によつて収納され
ている状である。９はロツク解除用のワイヤであ
る。
１に内蔵された図示していない操舵装置と、操舵
装置により操舵される操舵翼２と機体１に固定さ
れた安定翼３を設け安定翼３に展開翼７が機体１
に設けられた展開ロツク装置８によつて収納され
ている状である。９はロツク解除用のワイヤであ
る。
第２図は発射後の誘導飛翔体を示すもので、発
射時にワイヤ９が展開ロツク装置８から引き抜か
れ、ロツク解除されて、展開後７が展開され翼面
積が増大している。
射時にワイヤ９が展開ロツク装置８から引き抜か
れ、ロツク解除されて、展開後７が展開され翼面
積が増大している。
第３図は第１図、第２図の実施例に使用される
機体１及び安定翼３の内部構造を示すもので、そ
の例として発射前の状態を示したものである。第
３図において、安定翼３の内部に収納された展開
翼７を設けこの展開翼７内には展開翼７を展開さ
せる捩りトルクエネルギを蓄えておくうず巻ばね
１０を設け、このうず巻ばね１０は一端が展開翼
７に他端が巻軸１１に固定されている。また、機
体１の内部には、第１図の展開ロツク装置８の構
成品であるデイスク１２が機体１に設けたハウジ
ング１３に軸受１４によつて回転自由に支持され
ており、一方展開翼７にはロツクピン１５が固定
され、このロツクピン１５をデイスク１２により
係止することによつて、うず巻ばね１０に蓄えら
れた捩りトルクにより展開しようとしている展開
翼７を収納状態に保つている。
機体１及び安定翼３の内部構造を示すもので、そ
の例として発射前の状態を示したものである。第
３図において、安定翼３の内部に収納された展開
翼７を設けこの展開翼７内には展開翼７を展開さ
せる捩りトルクエネルギを蓄えておくうず巻ばね
１０を設け、このうず巻ばね１０は一端が展開翼
７に他端が巻軸１１に固定されている。また、機
体１の内部には、第１図の展開ロツク装置８の構
成品であるデイスク１２が機体１に設けたハウジ
ング１３に軸受１４によつて回転自由に支持され
ており、一方展開翼７にはロツクピン１５が固定
され、このロツクピン１５をデイスク１２により
係止することによつて、うず巻ばね１０に蓄えら
れた捩りトルクにより展開しようとしている展開
翼７を収納状態に保つている。
第４図は第３図のＡ−Ａ断面図であり、うず巻
ばね１０の一端が固定している巻軸１１が安定翼
３に固定されており、また、展開翼７は軸受１６
により巻軸１１に回転自由に支持されている。一
方、デイスク１２にはロツクピン１５との接触部
にテーパ面１７を設け、さらに、ロツクピン１５
との接触部から所定の角度円周方向に離れた位置
に略凹状溝１８を設け、デイスク１２がうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクの分力により矢印
ａ方向に回転し、略凹状溝１８がロツクピン１５
の位置まで達した所でロツクピン１５が略凹状溝
１８を通つてデイスク１２より外れるように構成
されている。このデイスク１２は飛翔体の発射前
は第１図の展開ロツク装置８の構成品であるガス
シリンダ１９により回転ロツクされており、展開
翼７を収納状態に保つている。
ばね１０の一端が固定している巻軸１１が安定翼
３に固定されており、また、展開翼７は軸受１６
により巻軸１１に回転自由に支持されている。一
方、デイスク１２にはロツクピン１５との接触部
にテーパ面１７を設け、さらに、ロツクピン１５
との接触部から所定の角度円周方向に離れた位置
に略凹状溝１８を設け、デイスク１２がうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクの分力により矢印
ａ方向に回転し、略凹状溝１８がロツクピン１５
の位置まで達した所でロツクピン１５が略凹状溝
１８を通つてデイスク１２より外れるように構成
されている。このデイスク１２は飛翔体の発射前
は第１図の展開ロツク装置８の構成品であるガス
シリンダ１９により回転ロツクされており、展開
翼７を収納状態に保つている。
第５図は第３図のＢ−Ｂ断面図であり、デイス
ク１２とロツクピン１５との間に作用する力の関
係を示したものである。デイスク１２には角度
のテーパ面１７を設けておりこのテーパ面１７に
はロツクピン１５との接触部に第３図のうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクによりテーパ面１
７に直角に作用する力F1が働く。この力F1の分
力としてF2＝F1sinがデイスク１２の円周方向
に作用する。一方、接触部の摩擦係数をμとする
と接触部には摩擦力F3＝μF1がテーパ面１７に沿
つて作用する。ここで、F2がF3の円周方向成分
F3cos＝μF1cosよりも大きければ、デイスク１
２が摩擦に打ち勝つて回転する。従つて F2＝F1sin＞μF1cosすなわちtan＞μ となるようにテーパ面１７の角度を設定するこ
とにより第３図のうず巻ばね１０に蓄えられた捩
りトルクの分力を利用してデイスク１２を回転さ
せることができる。
ク１２とロツクピン１５との間に作用する力の関
係を示したものである。デイスク１２には角度
のテーパ面１７を設けておりこのテーパ面１７に
はロツクピン１５との接触部に第３図のうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクによりテーパ面１
７に直角に作用する力F1が働く。この力F1の分
力としてF2＝F1sinがデイスク１２の円周方向
に作用する。一方、接触部の摩擦係数をμとする
と接触部には摩擦力F3＝μF1がテーパ面１７に沿
つて作用する。ここで、F2がF3の円周方向成分
F3cos＝μF1cosよりも大きければ、デイスク１
２が摩擦に打ち勝つて回転する。従つて F2＝F1sin＞μF1cosすなわちtan＞μ となるようにテーパ面１７の角度を設定するこ
とにより第３図のうず巻ばね１０に蓄えられた捩
りトルクの分力を利用してデイスク１２を回転さ
せることができる。
第６図は第４図のＣ−Ｃ断面図を機体１が水平
になるように回転させて描いたものでガスシリン
ダ１９の断面を示したものである。第６図におい
てガスシリンダ１９は機体１に固定されており、
ガスシリンダ１９に設けられた穴２０と撃針２１
に設けられた穴２２にワイヤ９が貫通している。
またピストンロツド２３はデイスク１２に設けら
れた略凹状溝１８に挿入され、第４図のうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクの分力により回転
しようとしているデイスク１２を回転ロツクして
おり、第４図の展開翼７を収納状態に保つてい
る。
になるように回転させて描いたものでガスシリン
ダ１９の断面を示したものである。第６図におい
てガスシリンダ１９は機体１に固定されており、
ガスシリンダ１９に設けられた穴２０と撃針２１
に設けられた穴２２にワイヤ９が貫通している。
またピストンロツド２３はデイスク１２に設けら
れた略凹状溝１８に挿入され、第４図のうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクの分力により回転
しようとしているデイスク１２を回転ロツクして
おり、第４図の展開翼７を収納状態に保つてい
る。
２４は撃針駆動用のコイルバネ、２５は撃針に
より発火して延時薬２６に点火する雷管、２７は
延時薬２６の所定の燃焼時間の後に点火される出
力薬である。２８は出力薬２７より発生する燃焼
ガス（図示せず）のシール用のＯリングである。
より発火して延時薬２６に点火する雷管、２７は
延時薬２６の所定の燃焼時間の後に点火される出
力薬である。２８は出力薬２７より発生する燃焼
ガス（図示せず）のシール用のＯリングである。
第７図は、ワイヤ９の引抜後所定の遅れ時間が
経過した後の図で、コイルバネ２４の力で撃針２
１が落下し、雷管２１により延時薬、出力薬が燃
焼し、出力薬の発生する燃焼ガス２９のエネルギ
によりピストンロツド２３が上昇し、デイスク１
２の回転ロツクが解除されている。
経過した後の図で、コイルバネ２４の力で撃針２
１が落下し、雷管２１により延時薬、出力薬が燃
焼し、出力薬の発生する燃焼ガス２９のエネルギ
によりピストンロツド２３が上昇し、デイスク１
２の回転ロツクが解除されている。
次に上記実施例の動作を第１図から第６図まで
を参照しながら説明する。第１図は展開翼７が安
定翼３に収納されている状態を示す説明図、第２
図は展開翼７が展開されている状態を示す説明
図、第３図、第４図は展開翼７が収納されている
状態の機体１及び安定翼３内部の説明図、第５図
は、発射前にデイスク１２とロツクピン１５との
間に作用する力の関係を示す説明図、第６図は発
射前のガスシリンダ１９の状態を示す説明図、第
７図は発射後のガスシリンダ１９の状態を示す説
明図である。
を参照しながら説明する。第１図は展開翼７が安
定翼３に収納されている状態を示す説明図、第２
図は展開翼７が展開されている状態を示す説明
図、第３図、第４図は展開翼７が収納されている
状態の機体１及び安定翼３内部の説明図、第５図
は、発射前にデイスク１２とロツクピン１５との
間に作用する力の関係を示す説明図、第６図は発
射前のガスシリンダ１９の状態を示す説明図、第
７図は発射後のガスシリンダ１９の状態を示す説
明図である。
まず、第３図において、うず巻ばね１０に蓄え
られた捩りトルクエネルギは展開翼７を展開させ
ようと働くがデイスク１２によつて展開が妨げら
れ、第１図に示された収納状態となつている。
られた捩りトルクエネルギは展開翼７を展開させ
ようと働くがデイスク１２によつて展開が妨げら
れ、第１図に示された収納状態となつている。
この時ワイヤ９は第４図のガスシリンダ１９を
第６図に示したように貫通しコイルバネ２４によ
つて落下しようとする撃針２１をロツクしてい
る。
第６図に示したように貫通しコイルバネ２４によ
つて落下しようとする撃針２１をロツクしてい
る。
一方ピストンロツド２３はデイスク１２に設け
られた略凹状溝１８に挿入され、第４図に示した
ようにうず巻ばね１０に蓄えられた捩りトルクの
分力により矢印ａ方向に回転しようとしているデ
イスク１２を回転ロツクしている。
られた略凹状溝１８に挿入され、第４図に示した
ようにうず巻ばね１０に蓄えられた捩りトルクの
分力により矢印ａ方向に回転しようとしているデ
イスク１２を回転ロツクしている。
次に機体１が航空機やランチヤーから発射され
るとワイヤ９が第１図の展開ロツク装置８の構成
品であるガスシリンダ１９から引き抜かれ、第６
図に示した撃針２１がコイルバネ２４の力で落下
し、雷管２５が延時薬２６を発火させ、延時薬２
６は、所定の燃焼時間後に出力薬２７を発火させ
る。この時点で出力薬２７は多量の燃焼ガス（図
示せず）を発生させ、このガス圧によりピストン
ロツド２３が上昇運動に入り、デイスク１２に設
けられた略凹状溝１８より引き抜かれる。
るとワイヤ９が第１図の展開ロツク装置８の構成
品であるガスシリンダ１９から引き抜かれ、第６
図に示した撃針２１がコイルバネ２４の力で落下
し、雷管２５が延時薬２６を発火させ、延時薬２
６は、所定の燃焼時間後に出力薬２７を発火させ
る。この時点で出力薬２７は多量の燃焼ガス（図
示せず）を発生させ、このガス圧によりピストン
ロツド２３が上昇運動に入り、デイスク１２に設
けられた略凹状溝１８より引き抜かれる。
そして第４図に示したデイスク１２の回転ロツ
クが解除され、デイスク１２がうず巻ばね１０に
蓄えられた捩りトルクの分力により矢印ａ方向に
回転し、略凹状溝１８がロツクピン１５の位置ま
で達した所でロツクピン１５が略凹状溝１８を通
つてデイスク１２より外れ、展開翼７がうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクにより展開し、第
２図に示した展開状態となる。
クが解除され、デイスク１２がうず巻ばね１０に
蓄えられた捩りトルクの分力により矢印ａ方向に
回転し、略凹状溝１８がロツクピン１５の位置ま
で達した所でロツクピン１５が略凹状溝１８を通
つてデイスク１２より外れ、展開翼７がうず巻ば
ね１０に蓄えられた捩りトルクにより展開し、第
２図に示した展開状態となる。
ここで、ワイヤ９の引き抜きから、ピストンロ
ツド２３の上昇完了までの時間は、ほぼ、ガスシ
リンダに装てんされた延時薬２６の燃焼時間で決
定される。
ツド２３の上昇完了までの時間は、ほぼ、ガスシ
リンダに装てんされた延時薬２６の燃焼時間で決
定される。
この時間が所定の遅れ時間となるよう延時薬２
６の薬量を選択決定することにより、航空機やラ
ンチヤーから発射後、所定の遅れ時間後に展開翼
７が展開することになる。
６の薬量を選択決定することにより、航空機やラ
ンチヤーから発射後、所定の遅れ時間後に展開翼
７が展開することになる。
この発明は以上説明したとおり、誘導飛翔体の
従来の翼に展開翼を内蔵させ、発射後延時薬、出
力薬の火薬を装てんしたガスシリンダを持つ展開
ロツク装置にてあらかじめ設定された所定の遅れ
時間後に、この展開翼をうず巻ばねに蓄えた捩り
トルクにて展開させることにより、母機またはラ
ンチヤーとの機械的干渉を防ぎながらも安定翼の
翼面積を従来の翼面積に比べて大巾に増大させ、
安全に運動性能、空力安定性能を向上させること
ができるという効果がある。
従来の翼に展開翼を内蔵させ、発射後延時薬、出
力薬の火薬を装てんしたガスシリンダを持つ展開
ロツク装置にてあらかじめ設定された所定の遅れ
時間後に、この展開翼をうず巻ばねに蓄えた捩り
トルクにて展開させることにより、母機またはラ
ンチヤーとの機械的干渉を防ぎながらも安定翼の
翼面積を従来の翼面積に比べて大巾に増大させ、
安全に運動性能、空力安定性能を向上させること
ができるという効果がある。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の
一実施例の全体構成図、第３図、第４図は第１図
の機体及び安定翼の内部構成図、第５図は第３図
のＢ−Ｂ断面図、第６図、第７図は第４図の油圧
ダンパの断面図、第８図は従来の誘導飛翔体の一
例を示す図である。 図において、１は機体、２は操舵翼、３は安定
翼、７は展開翼、８は展開ロツク装置、９はワイ
ヤ、１０はうず巻ばね、１１は巻軸、１２はデイ
スク、１３はハウジング、１４は軸受、１５はロ
ツクピン、１６は軸受、１７はテーパ面、１８は
略凹状溝、１９はガスシリンダ、２０は穴、２１
は撃針、２２は穴、２３はピストンロツド、２４
はコイルバネ、２５は雷管、２６は延時薬、２７
は出力薬、２８はＯリング、２９は燃焼ガスであ
る。なお、図中同一符号は同一または相当部分を
示す。
一実施例の全体構成図、第３図、第４図は第１図
の機体及び安定翼の内部構成図、第５図は第３図
のＢ−Ｂ断面図、第６図、第７図は第４図の油圧
ダンパの断面図、第８図は従来の誘導飛翔体の一
例を示す図である。 図において、１は機体、２は操舵翼、３は安定
翼、７は展開翼、８は展開ロツク装置、９はワイ
ヤ、１０はうず巻ばね、１１は巻軸、１２はデイ
スク、１３はハウジング、１４は軸受、１５はロ
ツクピン、１６は軸受、１７はテーパ面、１８は
略凹状溝、１９はガスシリンダ、２０は穴、２１
は撃針、２２は穴、２３はピストンロツド、２４
はコイルバネ、２５は雷管、２６は延時薬、２７
は出力薬、２８はＯリング、２９は燃焼ガスであ
る。なお、図中同一符号は同一または相当部分を
示す。
Claims (1)
- １ 飛翔体の機体と、この機体の前半部所定位置
に機体の周方向に等間隔に取付けられた操舵翼
と、この操舵翼よりも面積的に大きく、かつ機体
の後半部所定位置に機体の周方向に等間隔に取付
けられた安定翼と、前記安定翼内に収納された展
開翼と、前記展開翼内に装着され、かつ前記展開
翼を展開するための捩りトルクエネルギを蓄える
うず巻ばねと、前記展開翼を安定翼に収納してお
くために機体の後半部所定位置に設けられ、かつ
延時薬前記延時薬により点火される出力薬、前記
出力薬により作動するガスシリンダ及び周方向に
等間隔に略凹状溝を有しかつ前記展開翼収納時に
前記展開翼に固着されたロツクピンと対向する位
置にテーパ面を有したデイスクとによつて構成さ
れ、飛翔体の発射前は前記デイスクのテーパ面で
前記ロツクピンを係止することにより前記展開翼
を安定翼に収納しておき、発射後前記ガスシリン
ダを前記出力薬のガスの圧力で作動させ、所定の
遅れ時間後に前記うず巻ばねの捩りトルクによつ
て前記デイスクのテーパ面と前記ロツクピンとの
間に作用するトルクの分力により前記デイスクを
回転させ、前記デイスクに設けた略凹状溝が前記
ロツクピンと対向する位置まで回転した所で前記
ロツクピンを略凹状溝を通して前記デイスクより
外し前記展開翼を前記うず巻ばねに蓄えられた捩
りトルクにて展開させる展開ロツク装置とを具備
したことを特徴とする誘導飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29614088A JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29614088A JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02143097A JPH02143097A (ja) | 1990-06-01 |
| JPH0565797B2 true JPH0565797B2 (ja) | 1993-09-20 |
Family
ID=17829668
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29614088A Granted JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02143097A (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7097132B2 (en) | 2002-09-16 | 2006-08-29 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for selectivity locking a fin assembly |
| JP4950097B2 (ja) * | 2008-02-07 | 2012-06-13 | 三菱重工業株式会社 | 飛しょう体及びその動作方法 |
-
1988
- 1988-11-25 JP JP29614088A patent/JPH02143097A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02143097A (ja) | 1990-06-01 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
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