JPH06101997A - 飛翔体の安定翼固定構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 安定翼の着脱に要する時間の大幅な短縮を実
現することができると共に、部品管理上のトラブルを発
生させないようにすることが可能になる飛翔体の安定翼
固定構造を提供する。 【構成】 飛翔体１の飛翔体本体３には、マウント４と
マウント４の後端面４ｇ方向に向けて引張りコイルばね
６により付勢されるソケット５を設けると共に、安定翼
２には、飛翔体本体３に設けたマウント４に係止される
係止ストラット７を設ける。飛翔体本体３に設けたマウ
ント４とソケット５とにより安定翼２の係止ストラット
７を挾み込んで安定翼２を飛翔体本体３に固定する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、安定翼を備えた飛翔
体において、安定翼を飛翔体本体に固定するのに利用さ
れる飛翔体の安定翼固定構造に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】従来、上記した飛翔体の安定翼固定構造
としては、例えば、図４に示すものがある。

【０００３】図に示す飛翔体５１は、飛翔体本体５２に
機軸方向の溝５３ａを有したブロック５３を設けてお
り、このブロック５３は飛翔体本体５２の円周方向の複
数箇所（図では４か所）に配置してある。また、ブロッ
ク５３の溝５３ａを構成する一方の壁部（図示上方のブ
ロック５３では右側の壁部）には、３個のボルト挿通孔
５３ｂが形成してあると共に、同じく溝５３ａを構成す
る他方の壁部（図示上方のブロック５３では左側の壁
部）には、３個のボルト孔５３ｃが形成してある。

【０００４】この飛翔体５１に装備される安定翼５４
は、その翼付け根部分を嵌合部５４ａとして形成してあ
り、この嵌合部５４ａには３個のボルト挿通孔５４ｂが
形成してある。

【０００５】そして、安定翼５４（図では１枚のみ示
す）は、その嵌合部５４ａをブロック５３の溝５３ａに
嵌め込むと共に、ブロック５３および安定翼５４の各ボ
ルト挿通孔５３ｂ，５４ｂを順次貫通させた各ボルト５
５が、ブロック５３の３個のボルト孔５３ｃにそれぞれ
ねじ込まれるようになすことによって、ブロック５３を
介して飛翔体本体５２に固定されるようになっており、
他の安定翼５４もこれと同様にしてブロック５３を介し
て飛翔体本体５２に固定されるようになっている。

【０００６】なお、上記した飛翔体の安定翼固定構造に
関しては、例えば、「兵器最先端ミサイルと核」 昭
和６１年１０月１８日 読売新聞社発行の第１３５ペー
ジおよび第１３８ページに詳細な写真が記載されている
ほか、「ミサイル工学事典」１９９０年１２月１０日
原書房発行の第１８９ページ〜第１９４ページのなかに
若干の説明が記載されている。。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】ところが、上記した従
来における飛翔体の安定翼固定構造にあっては、前述し
たように、複数個（上記従来例では３個）のボルト５５
を用いて安定翼５４を固定するようにしていたため、１
枚の安定翼５４の着脱には多くの時間がかかることとな
り、まして、飛翔体５１一機に装備される複数枚の安定
翼５４の全ての着脱を行う場合には多大な時間を要する
ことから、緊急時に迅速な対応を行うことができないと
いう問題があるうえ、安定翼５４を取り外している間に
ボルト５５を紛失してしまう可能性がないとはいえない
という問題を有しており、これらの問題を解決すること
が従来の課題であった。

【０００８】

【発明の目的】この発明は、上記した従来の課題に着目
してなされたもので、安定翼の着脱に要する時間を大幅
に短縮することができると共に、部品管理に関わる問題
を生じさせないようにすることが可能である飛翔体の安
定翼固定構造を提供することを目的としている。

【０００９】

【課題を解決するための手段】この発明は、安定翼を備
えた飛翔体において、前記飛翔体の本体には、本体側安
定翼係止部と前記本体側安定翼係止部での安定翼係止方
向に向けて付勢手段により付勢される押圧体を設けると
共に、前記安定翼には、前記飛翔体の本体に設けた本体
側安定翼係止部に係止される安定翼側係止部を設け、前
記飛翔体の本体に設けた本体側安定翼係止部と押圧体と
により前記安定翼に設けた安定翼側係止部を挾み込んで
前記安定翼を飛翔体の本体に固定した構成としたことを
特徴としており、このような飛翔体の安定翼固定構造の
構成を前述した従来の課題を解決するための手段として
いる。

【００１０】そして、一実施態様において、押圧体は、
本体側安定翼係止部の後端方向に向けて付勢手段により
付勢されていると共に、飛翔体の飛翔中に受ける風圧を
前記本体側安定翼係止部での安定翼係止方向への付勢力
に変換する受圧面を有している構成としている。

【００１１】

【発明の作用】この発明に係わる飛翔体の安定翼固定構
造では、上記した構成としてあるので、安定翼の安定翼
側係止部は、押圧体を介して伝えられる付勢手段からの
押圧力によって、飛翔体の本体に設けた本体側安定翼係
止部において押圧されることから、本体側安定翼係止部
と押圧体とに安定翼側係止部が挾み込まれた安定翼は、
飛翔体の本体に強固に固定されることとなる。

【００１２】そして、この安定翼の固定に際しては、従
来使用していたボルト類を一切用いることがないので、
安定翼の着脱作業が極めて簡単なものとなって作業時間
が大幅に短縮されるうえ、ボルト類の紛失などといった
部品管理上のトラブルも生じないようになる。

【００１３】

【実施例】以下、この発明を図面に基づいて説明する。

【００１４】図１ないし図３は、この発明に係わる飛翔
体の安定翼固定構造の一実施例を示している。

【００１５】図２および図３に示すように、飛翔体１
は、尾部に複数枚（この実施例では４枚）の安定翼２を
備えており、これらの安定翼２は、飛翔体本体３の外周
側円周方向に９０°間隔で設けた略ボックス状のマウン
ト（本体側安定翼係止部）４を介してそれぞれ固定して
ある。

【００１６】前記マウント４は、図１に示すように、そ
の底面４ａおよび両壁面４ｂ，４ｂに連続する部分によ
り前端側に形成されるガイド溝４Ａを備えている。この
マウント４のガイド溝４Ａには、ソケット（押圧体）５
がその開口を後方向（図では斜め右上方向）に向けて摺
動自在に嵌合してあり、このソケット５は、その両側に
設けた操作ピン５ａ，５ａをガイド溝４Ａを構成する両
壁面４ｂ，４ｂに各々形成した機軸方向のピンガイド孔
４ｅ，４ｅにそれぞれ嵌合することによって、ガイド溝
４Ａから外れることなく摺動するようにしてある。この
場合、ガイド溝４Ａの前端部に底面４ａに連続しかつ前
方に向けて下り勾配をなす傾斜面４ｆを設けることによ
って、ソケット５がこの傾斜面４ｆ上に位置した際に、
図１に仮想線で示すように、ピンガイド孔４ｅ，４ｅの
端部において操作ピン５ａ，５ａを中心に回動させて、
ソケット５の開口が傾斜面４ｆの傾斜角度分だけガイド
溝４Ａ内で外側を向くようにしてある。

【００１７】さらに、このソケット５とマウント４を構
成する後端面４ｇとの間には、引張りコイルばね（付勢
手段）６が双方に接続状態で設けてあり、これにより、
ソケット５に対してマウント４内で後端面４ｇ方向の力
を常時付与するようにしてある。

【００１８】一方、安定翼２は、翼付け根の後縁側に安
定翼側係止部としての係止ストラット７を備えている。
この係止ストラット７は、翼付け根に固定されかつマウ
ント４およびソケット５にそれぞれ設けた各切欠４ｄ，
５ｄと係合する切欠係合部７ａと、この切欠係合部７ａ
に連続して設けられてマウント４およびソケット５に引
張りコイルばね６を跨いだ状態で係止する略みぞ型鋼状
をなすフレーム７ｂとからなっており、この係止ストラ
ット７のフレーム７ｂをマウント４とソケット５とにお
いて係止した状態では、ソケット５を介して伝えられる
引張りコイルばね６の引張り力によって係止ストラット
７がマウント４の後端面４ｇ側に押圧され、安定翼２は
マウント４に強固に固定されるものとなっている。

【００１９】この実施例において、ソケット５には、そ
の上面５ｂに連続しかつ前方に向けて下り勾配をなす受
圧面としての受圧斜面５ｃが設けてあり、これによっ
て、飛翔体１の飛翔中にソケット５が受ける風圧をこの
受圧斜面５ｃを介してマウント４の後端面４ｇ方向およ
び飛翔体１の中心方向への移動力に変換して、係止スト
ラット７のフレーム７ｂをマウント４の後端面４ｇ側に
より一層強く押圧すると共に、飛翔体１の中心方向へも
押圧するようにしている。

【００２０】次に、上記した構成の安定翼固定構造によ
り、安定翼２を飛翔体１の飛翔体本体３に固定する要領
を説明する。

【００２１】まず、図１に実線で示す状態のソケット５
の操作ピン５ａ，５ａに力を加えて、引張りコイルばね
６の引張り力に逆らってソケット５を前方側に移動させ
る。

【００２２】そして、ソケット５がガイド溝４Ａの傾斜
面４ｆ上に到達すると、ソケット５が操作ピン５ａ，５
ａを中心に図示反時計方向に回動するので、図１に仮想
線で示すように、ソケット５の開口は傾斜面４ｆの傾斜
角度分だけガイド溝４Ａ内で外側を向くようになる。

【００２３】次に、安定翼２の係止ストラット７を構成
するフレーム７ｂの前端側をガイド溝４Ａ内で外側を向
いているソケット５の開口から挿入し、このソケット５
に係止させる。

【００２４】次いで、安定翼２とともにソケット５を操
作ピン５ａ，５ａを中心に図示時計方向に回動させ、安
定翼２の係止ストラット７を構成するフレーム７ｂの後
端側をマウント４にそのガイド溝４Ａ側から挿入し、こ
のマウント４に係止させる（図２に示す状態）。

【００２５】この状態において、安定翼２の係止ストラ
ット７のフレーム７ｂは、マウント４とソケット５とに
挾み込まれており、ソケット５を介して伝えられる引張
りコイルばね６の引張り力によって、係止ストラット７
がマウント４の後端面４ｇ側に強く押圧されていること
から、安定翼２はマウント４を介して飛翔体本体３に強
固に固定されることとなる。

【００２６】以下、他の安定翼２も同様にして飛翔体本
体３に固定する。

【００２７】また、安定翼２を飛翔体本体３から取り外
す場合には、安定翼２の全体を引張りコイルばね６の引
張り力に逆らって前方側に移動させ、係止ストラット７
のフレーム７ｂの後端側がマウント４から離れた時点
で、安定翼２の後縁側を持ち上げて、係止ストラット７
のフレーム７ｂをソケット５から引き抜く。

【００２８】したがって、安定翼２を固定するに際し
て、ボルト類を一切使用しないことから、安定翼２の着
脱が極めて簡単になるので、安定翼２の着脱時間が著し
く短くなり、加えて、部品管理上の問題もまったく関係
のないものとなる。

【００２９】この実施例では、ソケット５の前部側に受
圧斜面５ｃを設けた構成としたため、上記のようにして
安定翼２を固定した飛翔体１が飛翔する場合には、ソケ
ット５の受圧斜面５ｃが、このとき受ける風圧をマウン
ト４の後端面４ｇ方向および飛翔体１の中心方向への移
動力に変換するので、ソケット５は、引張りコイルばね
６から付与される引張り力とも相俟って、係止ストラッ
ト７のフレーム７ｂを尚一層強くマウント４の後端面４
ｇ側に押圧すると同時に飛翔体１の中心方向へも押圧す
ることとなり、安定翼２は、飛翔中さらに強固に固定さ
れるものとなる。

【００３０】なお、この発明は、例えば、観測ロケット
などに適用することが可能である。

【００３１】また、この発明に係わる飛翔体の安定翼固
定構造の詳細な構成は、上記した実施例の構成に限定さ
れるものではなく、付勢手段として、圧縮コイルばね
（ただし、設置位置は引張りコイルばねの場合と反対
側）やブロック状弾性体などを用いてもよい。

【００３２】

【発明の効果】以上説明したように、この発明に係わる
飛翔体の安定翼固定構造では、上記した構成としたか
ら、安定翼の着脱を極めて簡単に行えるようになるの
で、安定翼の着脱に要する時間の大幅な短縮化が実現す
ることとなり、緊急時における迅速な対応が可能になる
のに加えて、安定翼を取り外している間の部品管理に関
する問題を一切生じさせないようにすることができると
いう非常に優れた効果がもたらされる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明に係わる飛翔体の安定翼固定構造の一
実施例を示し、飛翔体の尾部において安定翼を固定する
要領を示す部分斜視説明図である。

【図２】図１の飛翔体の尾部において安定翼を固定した
状態を示す部分斜視説明図である。

【図３】図１に示した飛翔体の側面説明図である。

【図４】従来における飛翔体の安定翼固定構造により安
定翼を固定する要領を示す部分斜視説明図である。

【符号の説明】

１ 飛翔体 ２ 安定翼 ３ 飛翔体本体 ４ マウント（本体側安定翼係止部） ４ｇ マウントの後端面 ５ ソケット（押圧体） ６ 引張りコイルばね（付勢手段） ７ 係止ストラット（安定翼側係止部）

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 安定翼を備えた飛翔体において、前記飛
   翔体の本体には、本体側安定翼係止部と前記本体側安定
   翼係止部での安定翼係止方向に向けて付勢手段により付
   勢される押圧体を設けると共に、前記安定翼には、前記
   飛翔体の本体に設けた本体側安定翼係止部に係止される
   安定翼側係止部を設け、前記飛翔体の本体に設けた本体
   側安定翼係止部と押圧体とにより前記安定翼に設けた安
   定翼側係止部を挾み込んで前記安定翼を飛翔体の本体に
   固定したことを特徴とする飛翔体の安定翼固定構造。
2. 【請求項２】 押圧体は、本体側安定翼係止部の後端方
   向に向けて付勢手段により付勢されていると共に、飛翔
   体の飛翔中に受ける風圧を前記本体側安定翼係止部での
   安定翼係止方向への付勢力に変換する受圧面を有してい
   る請求項１に記載の飛翔体の安定翼固定構造。