JPH07103698A - 誘導飛しょう体 - Google Patents
誘導飛しょう体Info
- Publication number
- JPH07103698A JPH07103698A JP5250699A JP25069993A JPH07103698A JP H07103698 A JPH07103698 A JP H07103698A JP 5250699 A JP5250699 A JP 5250699A JP 25069993 A JP25069993 A JP 25069993A JP H07103698 A JPH07103698 A JP H07103698A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- deployment
- attached
- booster rocket
- power source
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 誘導飛しょう体の展開機構として、翼を展開
するための動力源を翼内部に収納するのではなく、比較
的速度の遅いうちに切り離されるブースタロケットの先
端に取り付けることによって、高速飛しょうする飛しょ
う体本体の翼の断面積を小さく抑えて翼の空気抵抗を小
さくすると同時に、キャニスタ収納時のバネの劣化やト
ルク伝達部品の強度低下による破壊を防ぐことができ
る。 【構成】 本体１の尾部に着脱自在のブースタロケット
２を取り付けた誘導飛しょう体において、本体の後端部
に取り付けられた翼非展開部４と、上記翼非展開部に取
り付けられた翼展開部５と、上記翼展開部の展開軸に設
けられた軸６と、上記ブースタロケットの先端部に取り
付けられた動力源と、上記動力源の動力を上記軸に伝え
るための伝達機構とを備える。
するための動力源を翼内部に収納するのではなく、比較
的速度の遅いうちに切り離されるブースタロケットの先
端に取り付けることによって、高速飛しょうする飛しょ
う体本体の翼の断面積を小さく抑えて翼の空気抵抗を小
さくすると同時に、キャニスタ収納時のバネの劣化やト
ルク伝達部品の強度低下による破壊を防ぐことができ
る。 【構成】 本体１の尾部に着脱自在のブースタロケット
２を取り付けた誘導飛しょう体において、本体の後端部
に取り付けられた翼非展開部４と、上記翼非展開部に取
り付けられた翼展開部５と、上記翼展開部の展開軸に設
けられた軸６と、上記ブースタロケットの先端部に取り
付けられた動力源と、上記動力源の動力を上記軸に伝え
るための伝達機構とを備える。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明はキャニスタから発射さ
れた直後に、折り畳まれた翼を展開する誘導飛しょう体
の展開機構の改良に関するものである。
れた直後に、折り畳まれた翼を展開する誘導飛しょう体
の展開機構の改良に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図８は、従来の誘導飛しょう体の展開機
構の一例で、図中１は飛しょう体の本体、２はブースタ
ロケット、３は結合装置、４は翼非展開部、５は翼展開
部、６は軸、７はねじりバネである。従来の誘導飛しょ
う体は、キャニスタ収納時には翼展開部が折り畳まれて
いるが、キャニスタから発射された直後に、ねじりバネ
に蓄えられた回転トルクにより、折り畳まれた翼展開部
が軸回りに回転することによって展開を行う機構となっ
ている。
構の一例で、図中１は飛しょう体の本体、２はブースタ
ロケット、３は結合装置、４は翼非展開部、５は翼展開
部、６は軸、７はねじりバネである。従来の誘導飛しょ
う体は、キャニスタ収納時には翼展開部が折り畳まれて
いるが、キャニスタから発射された直後に、ねじりバネ
に蓄えられた回転トルクにより、折り畳まれた翼展開部
が軸回りに回転することによって展開を行う機構となっ
ている。
【０００３】このような機構では、キャニスタから発射
された直後の姿勢安定を早く得るために、また数十メー
トルの風速下で展開できるように、ねじりバネに大きな
回転トルクが要求される。そのためねじりバネにはキャ
ニスタ収納時に大きな初期応力を生じており、長期間収
納された状態では応力腐食などにより破壊するおそれが
あった。さらに回転トルクを伝える部品にも大きな初期
応力を生じるため、破壊するおそれがあった。
された直後の姿勢安定を早く得るために、また数十メー
トルの風速下で展開できるように、ねじりバネに大きな
回転トルクが要求される。そのためねじりバネにはキャ
ニスタ収納時に大きな初期応力を生じており、長期間収
納された状態では応力腐食などにより破壊するおそれが
あった。さらに回転トルクを伝える部品にも大きな初期
応力を生じるため、破壊するおそれがあった。
【０００４】また、大きな回転トルクを実現するために
ねじりがパネの形状が大きくならざるを得ず、それを収
納する翼の断面積も大きくなる。したがって空気抵抗が
大きくなって飛しょう性能が劣化する恐れがあった。
ねじりがパネの形状が大きくならざるを得ず、それを収
納する翼の断面積も大きくなる。したがって空気抵抗が
大きくなって飛しょう性能が劣化する恐れがあった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】以上説明したとおり、
従来の誘導飛しょう体の展開機構には大きな回転トルク
が要求されるため、キャニスタ収納時にバネ自身にもト
ルクを伝える部品にも大きな初期応力を生じ、破壊する
という課題があった。また、ねじりバネ形状が大きいた
め、それを収納する翼の断面積が大きくなり空気抵抗が
大きくなるという課題があった。
従来の誘導飛しょう体の展開機構には大きな回転トルク
が要求されるため、キャニスタ収納時にバネ自身にもト
ルクを伝える部品にも大きな初期応力を生じ、破壊する
という課題があった。また、ねじりバネ形状が大きいた
め、それを収納する翼の断面積が大きくなり空気抵抗が
大きくなるという課題があった。
【０００６】この発明は、このような課題を解決するた
めになされたもので、翼を展開するための動力源を翼内
部に収納するのではなく、比較的速度の遅いうちに切り
離されるブースタロケットの先端に取り付けることによ
って、高速飛しょうする飛しょう体本体の翼の断面積を
小さく抑えるとともに、翼のトルク伝達部品の収納スペ
ースを大きくして強度上の余裕をもたせることを目的と
したものである。
めになされたもので、翼を展開するための動力源を翼内
部に収納するのではなく、比較的速度の遅いうちに切り
離されるブースタロケットの先端に取り付けることによ
って、高速飛しょうする飛しょう体本体の翼の断面積を
小さく抑えるとともに、翼のトルク伝達部品の収納スペ
ースを大きくして強度上の余裕をもたせることを目的と
したものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明による誘導飛し
ょう体は、折り畳まれた翼を展開するための動力源をブ
ースタロケットの先端部に取り付け、ブースタロケット
切り離しと同時に展開動力源も飛しょう体本体から切り
離されるようにしたものである。
ょう体は、折り畳まれた翼を展開するための動力源をブ
ースタロケットの先端部に取り付け、ブースタロケット
切り離しと同時に展開動力源も飛しょう体本体から切り
離されるようにしたものである。
【０００８】また翼の展開状態を保持するために、翼非
展開部あるいは翼展開部にロック装置を設けた。
展開部あるいは翼展開部にロック装置を設けた。
【０００９】また展開動力源として一定の回転トルクを
得やすいモータを用いた。
得やすいモータを用いた。
【００１０】また機構部品を少なくするために、耐圧性
風船を２翼毎に設け、耐圧性風船を膨らますための高圧
気体源をブースタロケットの先端に取り付けた。
風船を２翼毎に設け、耐圧性風船を膨らますための高圧
気体源をブースタロケットの先端に取り付けた。
【００１１】さらに展開動力源として機構が単純なバネ
を用いて、その動力を伝達する機構を設けた。
を用いて、その動力を伝達する機構を設けた。
【００１２】そして４まいの翼が同時に展開するように
展開動力源をひとつにし、その動力を４枚の翼に同時に
伝達する機構を設けた。
展開動力源をひとつにし、その動力を４枚の翼に同時に
伝達する機構を設けた。
【００１３】
【作用】この発明においては、翼を展開するための動力
源を翼内部に収納するのではなく、比較的速度の遅いう
ちに切り離されるブースタロケットの先端に取り付ける
ことによって、高速飛しょうする飛しょう体本体の翼の
断面積を小さく抑えるとともに、翼の部品に強度上の余
裕をもたせて翼が破壊するのを防ぐ。
源を翼内部に収納するのではなく、比較的速度の遅いう
ちに切り離されるブースタロケットの先端に取り付ける
ことによって、高速飛しょうする飛しょう体本体の翼の
断面積を小さく抑えるとともに、翼の部品に強度上の余
裕をもたせて翼が破壊するのを防ぐ。
【００１４】
実施例１．図１はこの発明の１実施例を示す説明図であ
る。図中８はねじりバネ、９はホルダである。この発明
による誘導飛しょう体の展開翼は、キャニスタ収納時に
は折り畳まれているが、キャニスタから発射された直後
に、ねじりバネ８に蓄えられたねじりトルクを、軸６の
回転に変え、翼展開部５が展開する。そしてブースタロ
ケット２が燃焼後に飛しょう体の本体１から分離すると
同時に、ねじりバネ８とホルダ９も本体から切り離され
る。
る。図中８はねじりバネ、９はホルダである。この発明
による誘導飛しょう体の展開翼は、キャニスタ収納時に
は折り畳まれているが、キャニスタから発射された直後
に、ねじりバネ８に蓄えられたねじりトルクを、軸６の
回転に変え、翼展開部５が展開する。そしてブースタロ
ケット２が燃焼後に飛しょう体の本体１から分離すると
同時に、ねじりバネ８とホルダ９も本体から切り離され
る。
【００１５】この発明においては、翼を展開するための
動力源を翼内部に収納するのではなく、比較的速度の遅
いうちに切り離されるブースタロケット２の先端に取り
付けることによって、高速飛しょうする飛しょう体本体
の翼の断面積を小さく抑えているので翼の空気抵抗を小
さくすることができる。またねじりバネやその他のトル
ク伝達部品の収納スペースが大きいので、これらが破壊
するのを防ぐための強度設計が容易である。
動力源を翼内部に収納するのではなく、比較的速度の遅
いうちに切り離されるブースタロケット２の先端に取り
付けることによって、高速飛しょうする飛しょう体本体
の翼の断面積を小さく抑えているので翼の空気抵抗を小
さくすることができる。またねじりバネやその他のトル
ク伝達部品の収納スペースが大きいので、これらが破壊
するのを防ぐための強度設計が容易である。
【００１６】実施例２．図２は、この発明の他の実施例
を示す説明図であり、図中１０はロック装置である。こ
の実施例では翼非展開部あるいは翼展開部にロック装置
１０を設けている。
を示す説明図であり、図中１０はロック装置である。こ
の実施例では翼非展開部あるいは翼展開部にロック装置
１０を設けている。
【００１７】この場合、翼展開後ロック装置を用いて展
開状態を確実に保持できる。
開状態を確実に保持できる。
【００１８】実施例３．図３は、この発明の他の実施例
を示す説明図であり、図中１１は歯車、１２は歯車、１
３はモータである。この実施例では展開動力源としてモ
ータを用いた。
を示す説明図であり、図中１１は歯車、１２は歯車、１
３はモータである。この実施例では展開動力源としてモ
ータを用いた。
【００１９】したがってバネを用いないので、キャニス
タ収納時のバネの劣化、トルク伝達部品の強度低下を考
慮する必要がない。また、モータを用いるので回転トル
クのばらつきもなく信頼性が高い。
タ収納時のバネの劣化、トルク伝達部品の強度低下を考
慮する必要がない。また、モータを用いるので回転トル
クのばらつきもなく信頼性が高い。
【００２０】実施例４．図４、及び図５は、この発明の
他の実施例を示す説明図であり、図４はキャニスタ収納
時の誘導飛しょう体、図５は発射直後の誘導飛しょう体
である。図中１４は高圧気体源、１５は高圧配管、１６
は耐圧性風船である。この実施例では翼毎に耐圧性風船
と、耐圧性風船を膨らますための高圧気体源を設けてい
る。
他の実施例を示す説明図であり、図４はキャニスタ収納
時の誘導飛しょう体、図５は発射直後の誘導飛しょう体
である。図中１４は高圧気体源、１５は高圧配管、１６
は耐圧性風船である。この実施例では翼毎に耐圧性風船
と、耐圧性風船を膨らますための高圧気体源を設けてい
る。
【００２１】したがって機構部品が少ないので構造が簡
単であると同時に、重量を小さく抑えることができ、飛
しょう性能に対して有利である。またバネを用いないの
で、キャニスタ収納時のバネの劣化、トルク伝達部品の
強度低下もない。
単であると同時に、重量を小さく抑えることができ、飛
しょう性能に対して有利である。またバネを用いないの
で、キャニスタ収納時のバネの劣化、トルク伝達部品の
強度低下もない。
【００２２】実施例５．図５は、この発明の他の実施例
を示す説明図であり、図１７はかさ歯車、１８はかさ歯
車、１９はうず巻きバネである。この実施例では展開動
力源としてバネを用いた。
を示す説明図であり、図１７はかさ歯車、１８はかさ歯
車、１９はうず巻きバネである。この実施例では展開動
力源としてバネを用いた。
【００２３】したがって単純な機構でコスト的にも有利
である。
である。
【００２４】実施例６．図７は、この発明の他の実施例
を示す説明図であり、図中２０はピニオン歯車、２１は
ラック歯車、２２はうず巻きバネである。この実施例で
は動力源としてのバネをひとつとし、その動力を４枚の
翼に同時に伝達する機構を設けた。
を示す説明図であり、図中２０はピニオン歯車、２１は
ラック歯車、２２はうず巻きバネである。この実施例で
は動力源としてのバネをひとつとし、その動力を４枚の
翼に同時に伝達する機構を設けた。
【００２５】したがって４枚の翼を同時に展開すること
ができるので、飛しょう体の姿勢安定に対して有利であ
る。
ができるので、飛しょう体の姿勢安定に対して有利であ
る。
【００２６】
【発明の効果】以上のように、この発明によれば、翼を
展開するための動力源を翼内部に収納するのではなく、
比較的速度の遅いうちに切り離されるブースタロケット
の先端に取り付けることによって、高速飛しょうする飛
しょう体本体の翼の断面積を小さく抑えて翼の空気抵抗
を小さくすると同時に、バネやその他のトルク伝達部品
を収納するスペースが大きいので翼が破壊するのを防ぐ
ための強度設計が容易である。
展開するための動力源を翼内部に収納するのではなく、
比較的速度の遅いうちに切り離されるブースタロケット
の先端に取り付けることによって、高速飛しょうする飛
しょう体本体の翼の断面積を小さく抑えて翼の空気抵抗
を小さくすると同時に、バネやその他のトルク伝達部品
を収納するスペースが大きいので翼が破壊するのを防ぐ
ための強度設計が容易である。
【図１】この発明の実施例１による翼の展開機構を示す
図である。
図である。
【図２】この発明の実施例２による翼の展開機構を示す
図である。
図である。
【図３】この発明の実施例３による翼の展開機構を示す
図である。
図である。
【図４】この発明の実施例４によるキャニスタ収納時の
翼の展開機構を示す図である。
翼の展開機構を示す図である。
【図５】この発明の実施例４による発射直後の翼の展開
機構を示す図である。
機構を示す図である。
【図６】この発明の実施例５による翼の展開機構を示す
図である。
図である。
【図７】この発明の実施例６による翼の展開機構を示す
図である。
図である。
【図８】従来の翼の展開構機構を示す図である。
１ 飛しょう体の本体 ２ ブースタロケット ３ 結合装置 ４ 翼非展開部 ５ 翼展開部 ６ 軸 ７ ねじりバネ ８ ねじりバネ ９ ホルダ １０ ロック装置 １１ 歯車 １２ 歯車 １３ モータ １４ 高圧気体源 １５ 高圧配管 １６ 耐圧性風船 １７ かさ歯車 １８ かさ歯車 １９ うず巻バネ ２０ ピニオン歯車 ２１ ラック歯車 ２２ うず巻バネ
Claims (6)
- 【請求項１】 本体の尾部に着脱自在のブースタロケッ
トを取り付けた誘導飛しょう体において、本体の後端部
に取り付けられた翼非展開部と、上記翼非展開部に取り
付けられた翼展開部と、上記翼展開軸の展開軸に設けら
れた軸と、上記軸の後端部に取り付けられ、上記軸に回
転トルクを与えた後、上記ブースタロケットと共に切り
離される展開動力源と、上記ブースタロケットの先端に
取り付けられ、上記展開動力源を固定するためのホルダ
とを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。 - 【請求項２】 上記翼非展開部あるいは上記翼展開部
に、翼を展開状態に保持するためのロック装置を備えた
請求項１記載の誘導飛しょう体。 - 【請求項３】 展開動力源に上記ブースタロケットの先
端に取り付けられたモータを有し、上記モータの動力を
上記軸に伝えるための伝達機構とを備えた請求項１記載
の誘導飛しょう体。 - 【請求項４】 展開動力源に上記ブースタロケットの先
端に取り付けられた高圧気体源と、上記高圧気体源の気
体を導くための高圧配管と、上記高圧配管に接続された
耐圧性風船とを備えた請求項１記載の誘導飛しょう体。 - 【請求項５】 展開動力源に上記ブースタロケットの先
端に取り付けられたバネと、上記バネの動力を上記軸に
伝えるための伝達機構とを備えた請求項１記載の誘導飛
しょう体。 - 【請求項６】 展開動力源に上記ブースタロケットの先
端に取り付けられたバネと、上記バネの動力を４枚の翼
に同時に伝達する機構を備えた請求項１記載の誘導飛し
ょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5250699A JPH07103698A (ja) | 1993-10-06 | 1993-10-06 | 誘導飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5250699A JPH07103698A (ja) | 1993-10-06 | 1993-10-06 | 誘導飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07103698A true JPH07103698A (ja) | 1995-04-18 |
Family
ID=17211731
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5250699A Pending JPH07103698A (ja) | 1993-10-06 | 1993-10-06 | 誘導飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07103698A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100665248B1 (ko) * | 2005-09-14 | 2007-01-16 | 국방과학연구소 | 유도탄의 날개 전개장치 |
| CN107152896A (zh) * | 2017-05-26 | 2017-09-12 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的主助推器 |
| CN107192305A (zh) * | 2017-05-26 | 2017-09-22 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的辅助助推器 |
| CN107300343A (zh) * | 2017-06-12 | 2017-10-27 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的助推器 |
| CN114295014A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
-
1993
- 1993-10-06 JP JP5250699A patent/JPH07103698A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100665248B1 (ko) * | 2005-09-14 | 2007-01-16 | 국방과학연구소 | 유도탄의 날개 전개장치 |
| CN107152896A (zh) * | 2017-05-26 | 2017-09-12 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的主助推器 |
| CN107192305A (zh) * | 2017-05-26 | 2017-09-22 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的辅助助推器 |
| CN107300343A (zh) * | 2017-06-12 | 2017-10-27 | 合肥凯石投资咨询有限公司 | 一种可回收的助推器 |
| CN114295014A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-04-08 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
| CN114295014B (zh) * | 2021-12-30 | 2024-03-19 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种外置式舵系统的火箭 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20040323 |