JPH08121995A - 航空機の飛しょう体発射装置 - Google Patents
航空機の飛しょう体発射装置Info
- Publication number
- JPH08121995A JPH08121995A JP26362494A JP26362494A JPH08121995A JP H08121995 A JPH08121995 A JP H08121995A JP 26362494 A JP26362494 A JP 26362494A JP 26362494 A JP26362494 A JP 26362494A JP H08121995 A JPH08121995 A JP H08121995A
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- Japan
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- launcher
- launching
- aircraft
- pressure gas
- hanger
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機の旋回加速度が大きく、ランチャーと
飛しょう体ハンガーとの間の摩擦力が大きい時にも、飛
しょう体の推進力を余分に消費することなく確実に飛し
ょう体を発射できるようにする。 【構成】 航空機の機体に設けられたパイロン２と飛し
ょう体６を発射するランチャー４との間を接続するラン
チャーアダプター３に内蔵された高圧ガスボンベ８内の
高圧ガス７によって射出軸９を動かし、これに係合する
飛しょう体ハンガー１４を飛しょう体６の射出方向へ押
し出すようにした。
飛しょう体ハンガーとの間の摩擦力が大きい時にも、飛
しょう体の推進力を余分に消費することなく確実に飛し
ょう体を発射できるようにする。 【構成】 航空機の機体に設けられたパイロン２と飛し
ょう体６を発射するランチャー４との間を接続するラン
チャーアダプター３に内蔵された高圧ガスボンベ８内の
高圧ガス７によって射出軸９を動かし、これに係合する
飛しょう体ハンガー１４を飛しょう体６の射出方向へ押
し出すようにした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の旋回加速度の
影響を受けることなく飛しょう体を確実に発射するこが
できるようにした航空機の飛しょう体発射装置に関す
る。
影響を受けることなく飛しょう体を確実に発射するこが
できるようにした航空機の飛しょう体発射装置に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】図４及び図５に、空対空飛しょう体等の
飛しょう体の発射に使用される従来の航空機の飛しょう
体発射装置を示す。この装置では、航空機の両主翼１の
下面に航空機の機軸方向に配置して取付けられたパイロ
ン２の両側に２個の飛しょう体６が取付けられており、
全体で飛しょう体６を４体装備するようになっている。
この発射装置は航空機の機軸方向に固定して取付けられ
ており、パイロン２の両側にレールランチャー４を固定
したランチャーアダプター３が取付けられ、レールラン
チャー４のレール５を機軸方向に配置して、このレール
５に飛しょう体６を支持する飛しょう体ハンガー１４が
係合している。飛しょう体６の発射時には、飛しょう体
６の推進力によってレール５に案内されて飛しょう体ハ
ンガー１４が機軸方向の前方へ滑るように移動する。
飛しょう体の発射に使用される従来の航空機の飛しょう
体発射装置を示す。この装置では、航空機の両主翼１の
下面に航空機の機軸方向に配置して取付けられたパイロ
ン２の両側に２個の飛しょう体６が取付けられており、
全体で飛しょう体６を４体装備するようになっている。
この発射装置は航空機の機軸方向に固定して取付けられ
ており、パイロン２の両側にレールランチャー４を固定
したランチャーアダプター３が取付けられ、レールラン
チャー４のレール５を機軸方向に配置して、このレール
５に飛しょう体６を支持する飛しょう体ハンガー１４が
係合している。飛しょう体６の発射時には、飛しょう体
６の推進力によってレール５に案内されて飛しょう体ハ
ンガー１４が機軸方向の前方へ滑るように移動する。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】飛しょう体が航空機に
搭載されて飛行する場合、特に航空機が対象に接近した
状況においては、航空機は大きな旋回加速度で機動しな
くてはならない。前記の従来の飛しょう体の射出装置で
はこのような高機動旋回時に、航空機に搭載されている
飛しょう体にも大きな旋回加速度が作用するため、飛し
ょう体を固定していると飛しょう体ハンガーとランチャ
ーとの間にも大きな負担がかかる。この状況下で飛しょ
う体を発射した場合、飛しょう体がランチャーを離脱す
る際に、航空機の高機動に伴う旋回加速度によりランチ
ャーと飛しょう体ハンガー間に生じる摩擦力は相当大き
くなる。従って、飛しょう体がランチャーから離脱する
ためには、その摩擦力に打ち勝つために飛しょう体は必
要以上の推進力を消費しなければならない。
搭載されて飛行する場合、特に航空機が対象に接近した
状況においては、航空機は大きな旋回加速度で機動しな
くてはならない。前記の従来の飛しょう体の射出装置で
はこのような高機動旋回時に、航空機に搭載されている
飛しょう体にも大きな旋回加速度が作用するため、飛し
ょう体を固定していると飛しょう体ハンガーとランチャ
ーとの間にも大きな負担がかかる。この状況下で飛しょ
う体を発射した場合、飛しょう体がランチャーを離脱す
る際に、航空機の高機動に伴う旋回加速度によりランチ
ャーと飛しょう体ハンガー間に生じる摩擦力は相当大き
くなる。従って、飛しょう体がランチャーから離脱する
ためには、その摩擦力に打ち勝つために飛しょう体は必
要以上の推進力を消費しなければならない。
【０００４】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる航空機の飛しょう体発射装置を提供しようとする
ものである。
できる航空機の飛しょう体発射装置を提供しようとする
ものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機の飛しょ
う体発射装置は、航空機の機体に設けられたパイロンと
飛しょう体を射出するランチャーとの間を接続するラン
チャーアダプターに内蔵された高圧ガスボンベ、及び前
記ランチャーに案内されて前記高圧ガスボンベ内の高圧
ガスによって飛しょう体の射出方向へ押し出される飛し
ょう体ハンガーよりなる。
う体発射装置は、航空機の機体に設けられたパイロンと
飛しょう体を射出するランチャーとの間を接続するラン
チャーアダプターに内蔵された高圧ガスボンベ、及び前
記ランチャーに案内されて前記高圧ガスボンベ内の高圧
ガスによって飛しょう体の射出方向へ押し出される飛し
ょう体ハンガーよりなる。
【０００６】
【作用】本発明では、航空機の機体に設けられたパイロ
ンと飛しょう体ランチャーを接続するランチャーアダプ
ター内に高圧ガスボンベが内蔵され、飛しょう体の発射
時には、前記高圧ガスボンベ内の高圧ガスによって飛し
ょう体ハンガーが飛しょう体を伴ってランチャーに案内
されて飛しょう体の射出方向へ移動する。従って、航空
機に旋回加速度が作用していても、確実に飛しょう体を
発射することができる。
ンと飛しょう体ランチャーを接続するランチャーアダプ
ター内に高圧ガスボンベが内蔵され、飛しょう体の発射
時には、前記高圧ガスボンベ内の高圧ガスによって飛し
ょう体ハンガーが飛しょう体を伴ってランチャーに案内
されて飛しょう体の射出方向へ移動する。従って、航空
機に旋回加速度が作用していても、確実に飛しょう体を
発射することができる。
【０００７】
【実施例】本発明の一実施例を、図１ないし図３によっ
て説明する。図１は、本実施例の平面図であり、その上
半部は飛しょう体の発射後、その下半部は飛しょう体の
発射前の状態をそれぞれ示す。図２は本実施例の立面図
であり、その右半部は前面図、その左半部は後面図であ
る。図３（ａ）は本実施例の側面図であり、図３（ｂ）
は飛しょう体発射前後の状態を示す本実施例の要部の側
面図である。
て説明する。図１は、本実施例の平面図であり、その上
半部は飛しょう体の発射後、その下半部は飛しょう体の
発射前の状態をそれぞれ示す。図２は本実施例の立面図
であり、その右半部は前面図、その左半部は後面図であ
る。図３（ａ）は本実施例の側面図であり、図３（ｂ）
は飛しょう体発射前後の状態を示す本実施例の要部の側
面図である。
【０００８】本実施例は、図４及び図５に示すと同様に
主翼１の下面に取付けられた飛しょう体発射装置に係る
ものである。主翼１の下面に航空機の機軸方向に配置し
て取付けられたパイロン２の両側には、ランチャーアダ
プター３が取付けられ、同ランチャーアダプター３の側
端には航空機の機軸方向に配置されたレールランチャー
４が取付けられ、同レールランチャー４のパイロン２と
反対側の側端には航空機の機軸方向へ伸び上下に間隔を
おいて配置された２個のＬ字状断面をもつ部材よりなる
レール５が設けられている。
主翼１の下面に取付けられた飛しょう体発射装置に係る
ものである。主翼１の下面に航空機の機軸方向に配置し
て取付けられたパイロン２の両側には、ランチャーアダ
プター３が取付けられ、同ランチャーアダプター３の側
端には航空機の機軸方向に配置されたレールランチャー
４が取付けられ、同レールランチャー４のパイロン２と
反対側の側端には航空機の機軸方向へ伸び上下に間隔を
おいて配置された２個のＬ字状断面をもつ部材よりなる
レール５が設けられている。
【０００９】レールランチャー４には、航空機の機軸方
向のシリンダ状の射出軸ケース１３が設けられている。
同ケース１３内には、前端のピストン部９ａとこれに接
続され航空機の機軸方向後方へ（図１ないし図３中右方
へ）延びるロッド部９ｂをもつ飛しょう体ハンガー１４
の射出軸９が嵌入されている。前記射出軸９のロッド部
９ｂは射出軸ケース１３を貫通して後方へ伸び、同射出
軸９の後端部９ｃは、Ｌ字状にパイロン２より遠ざかる
方向へ張出しており、この後端部９ｃは、前記レールラ
ンチャー４のレール５に係合して摺動できるようにレー
ル５内に挿入されている。
向のシリンダ状の射出軸ケース１３が設けられている。
同ケース１３内には、前端のピストン部９ａとこれに接
続され航空機の機軸方向後方へ（図１ないし図３中右方
へ）延びるロッド部９ｂをもつ飛しょう体ハンガー１４
の射出軸９が嵌入されている。前記射出軸９のロッド部
９ｂは射出軸ケース１３を貫通して後方へ伸び、同射出
軸９の後端部９ｃは、Ｌ字状にパイロン２より遠ざかる
方向へ張出しており、この後端部９ｃは、前記レールラ
ンチャー４のレール５に係合して摺動できるようにレー
ル５内に挿入されている。
【００１０】図２に示すように、飛しょう体６を支持す
る複数の飛しょう体ハンガー１４は、前記レールランチ
ャー４のレール５に係合して摺動できるようにレール５
内に挿入されており、後部の飛しょう体ハンガー１４は
前記射出軸９の後端部９ｃの前面に接触している。
る複数の飛しょう体ハンガー１４は、前記レールランチ
ャー４のレール５に係合して摺動できるようにレール５
内に挿入されており、後部の飛しょう体ハンガー１４は
前記射出軸９の後端部９ｃの前面に接触している。
【００１１】前記ランチャーアダプター３には、高圧ガ
スボンベ８が内蔵されており、同高圧ガスボンベ８は、
ガス圧制御弁１０と開閉弁１２をもつ配管１１によって
前記射出軸ケース１３の航空機の機軸方向の後端の部分
に接続されている。前記ガス圧制御弁１０と開閉弁１２
は、パイロットからの指令によって制御されるようにな
っている。
スボンベ８が内蔵されており、同高圧ガスボンベ８は、
ガス圧制御弁１０と開閉弁１２をもつ配管１１によって
前記射出軸ケース１３の航空機の機軸方向の後端の部分
に接続されている。前記ガス圧制御弁１０と開閉弁１２
は、パイロットからの指令によって制御されるようにな
っている。
【００１２】なお、１５は、レール５に設けられ飛しょ
う体ハンガー１４を挿入するためのハンガー取付孔であ
る。
う体ハンガー１４を挿入するためのハンガー取付孔であ
る。
【００１３】本実施例では、飛しょう体６の発射前に
は、飛しょう体ハンガーの射出部９は、図１の上半部の
点線と下半部の平行斜線及び図３（ｂ）における符号９
Ａに示すように航空機の機軸方向の後方に位置してお
り、その後端部９ｃの前面が後部の飛しょう体のハンガ
ー１４に接触している。
は、飛しょう体ハンガーの射出部９は、図１の上半部の
点線と下半部の平行斜線及び図３（ｂ）における符号９
Ａに示すように航空機の機軸方向の後方に位置してお
り、その後端部９ｃの前面が後部の飛しょう体のハンガ
ー１４に接触している。
【００１４】航空機が対象に接近すると、パイロットの
指令によってガス圧制御弁１０が作動され、高圧ガスボ
ンベ８内の高圧ガス７が開閉弁１２まで注入される。
指令によってガス圧制御弁１０が作動され、高圧ガスボ
ンベ８内の高圧ガス７が開閉弁１２まで注入される。
【００１５】飛しょう体６の発射時には、パイロットの
指令によって開閉弁１２が開かれ、高圧ガス７がレール
ランチャー４の射出軸ケース１３内へ噴出され、同射出
軸ケース１３内の射出軸９のピストン部９ａに作用して
射出軸９を、図１の上半部の平行斜線及び図３（ｂ）の
符号９Ｂに示すように航空機の機軸方向前方へ移動す
る。射出軸９の後端部９ｃの前面は、後部の飛しょう体
ハンガー１４に接しているために飛しょう体ハンガー１
４は、飛しょう体６を伴ってレール５内を射出軸９に連
動して飛しょう体６の進行方向である航空機の機軸方向
前方へ押し出される。
指令によって開閉弁１２が開かれ、高圧ガス７がレール
ランチャー４の射出軸ケース１３内へ噴出され、同射出
軸ケース１３内の射出軸９のピストン部９ａに作用して
射出軸９を、図１の上半部の平行斜線及び図３（ｂ）の
符号９Ｂに示すように航空機の機軸方向前方へ移動す
る。射出軸９の後端部９ｃの前面は、後部の飛しょう体
ハンガー１４に接しているために飛しょう体ハンガー１
４は、飛しょう体６を伴ってレール５内を射出軸９に連
動して飛しょう体６の進行方向である航空機の機軸方向
前方へ押し出される。
【００１６】以上のように、本実施例では、高圧ガスボ
ンベ８内の高圧ガス７の圧力によって射出軸９、飛しょ
う体ハンガー１４を介して飛しょう体６をその進行方向
に押し出すことができ、航空機の旋回加速度が大きくて
も、確実に飛しょう体６をレールランチャー４から離脱
させることができる。従って、余分な推進力を使用する
ことなく飛しょう体の発射を行うことができる。
ンベ８内の高圧ガス７の圧力によって射出軸９、飛しょ
う体ハンガー１４を介して飛しょう体６をその進行方向
に押し出すことができ、航空機の旋回加速度が大きくて
も、確実に飛しょう体６をレールランチャー４から離脱
させることができる。従って、余分な推進力を使用する
ことなく飛しょう体の発射を行うことができる。
【００１７】
【発明の効果】本発明に係る航空機の飛しょう体発射装
置は前記のように構成されており、飛しょう体の発射時
に高圧ガスボンベ内の高圧ガスのガス圧によって飛しょ
う体ハンガーを押し出すことができるので、航空機が旋
回中であっても、ランチャーと飛しょう体ハンガー間に
生じる摩擦力を相殺する。従って、発射に当って飛しょ
う体は余分な推進力を消費することがなくなり、飛しょ
う体の飛しょう性能を向上させることができる。
置は前記のように構成されており、飛しょう体の発射時
に高圧ガスボンベ内の高圧ガスのガス圧によって飛しょ
う体ハンガーを押し出すことができるので、航空機が旋
回中であっても、ランチャーと飛しょう体ハンガー間に
生じる摩擦力を相殺する。従って、発射に当って飛しょ
う体は余分な推進力を消費することがなくなり、飛しょ
う体の飛しょう性能を向上させることができる。
【図１】本発明の一実施例の平面図であり、その上半部
は飛しょう体の発射後、その下半部は飛しょう体の発射
前の状態をそれぞれ示す。
は飛しょう体の発射後、その下半部は飛しょう体の発射
前の状態をそれぞれ示す。
【図２】同実施例の立面図であり、その右半部は前面
図、その左半部は後面図である。
図、その左半部は後面図である。
【図３】図３（ａ）は同実施例の側面図、図３（ｂ）は
飛しょう体発射前後の状態を示す同実施例の要部の側面
図である。
飛しょう体発射前後の状態を示す同実施例の要部の側面
図である。
【図４】従来の航空機の飛しょう体発射装置の主要部分
を示す斜視図である。
を示す斜視図である。
【図５】同従来の航空機の飛しょう体発射装置を示し、
図５（ａ）はその立面図、図５（ｂ）はその平面図であ
る。
図５（ａ）はその立面図、図５（ｂ）はその平面図であ
る。
１ 主翼 ２ パイロン ３ ランチャーアダプター ４ レールランチャー ５ レール ６ 飛しょう体 ７ 高圧ガス ８ 高圧ガスボンベ ９ 射出軸 ９ａ 射出軸のピストン部 ９ｂ 射出軸のロッド部 ９ｃ 射出軸の後端部 １０ ガス圧制御弁 １１ 配管 １２ 開閉弁 １３ 射出軸ケース １４ 飛しょう体ハンガー
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の機体に設けられたパイロンと飛
しょう体を射出するランチャーとの間を接続するランチ
ャーアダプターに内蔵された高圧ガスボンベ、及び前記
ランチャーに案内されて前記高圧ガスボンベ内の高圧ガ
スによって飛しょう体の射出方向へ押し出される飛しょ
う体ハンガーよりなることを特徴とする航空機の飛しょ
う体発射装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26362494A JPH08121995A (ja) | 1994-10-27 | 1994-10-27 | 航空機の飛しょう体発射装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26362494A JPH08121995A (ja) | 1994-10-27 | 1994-10-27 | 航空機の飛しょう体発射装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08121995A true JPH08121995A (ja) | 1996-05-17 |
Family
ID=17392114
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26362494A Withdrawn JPH08121995A (ja) | 1994-10-27 | 1994-10-27 | 航空機の飛しょう体発射装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08121995A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7100873B2 (en) | 2003-03-06 | 2006-09-05 | Drs Training & Control Systems, Inc. | Hanger assembly for aircraft |
| KR102557480B1 (ko) * | 2023-04-17 | 2023-07-19 | 국방과학연구소 | 공대공 유도탄의 모의 발사 시스템 및 이를 위한 방법 |
-
1994
- 1994-10-27 JP JP26362494A patent/JPH08121995A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7100873B2 (en) | 2003-03-06 | 2006-09-05 | Drs Training & Control Systems, Inc. | Hanger assembly for aircraft |
| KR102557480B1 (ko) * | 2023-04-17 | 2023-07-19 | 국방과학연구소 | 공대공 유도탄의 모의 발사 시스템 및 이를 위한 방법 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020115 |