JPS59199398A - 無人航空機の飛行停止装置 - Google Patents
無人航空機の飛行停止装置Info
- Publication number
- JPS59199398A JPS59199398A JP7365083A JP7365083A JPS59199398A JP S59199398 A JPS59199398 A JP S59199398A JP 7365083 A JP7365083 A JP 7365083A JP 7365083 A JP7365083 A JP 7365083A JP S59199398 A JPS59199398 A JP S59199398A
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- JP
- Japan
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- steering
- spring
- flight
- unmanned aircraft
- cartridge
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- Toys (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、操縦舵面を必要時に操作して緊急に飛行停止
〈墜落）させることができるようにした無人航空機の飛
行停止装置に関するものである。
〈墜落）させることができるようにした無人航空機の飛
行停止装置に関するものである。
無人機の任務終了後、あるいは任務途中で何等かの理由
により緊急に上記無人機の任務を停止し、地上あるいは
海上に墜落させて破壊し、無人機内部機密構造の秘密を
部外者に対して保持Ｊることが青痣されていて、この方
式には、従来３つの方式が知られている。
により緊急に上記無人機の任務を停止し、地上あるいは
海上に墜落させて破壊し、無人機内部機密構造の秘密を
部外者に対して保持Ｊることが青痣されていて、この方
式には、従来３つの方式が知られている。
その１つめは、操舵による方式であり、操縦舵面のアク
チュエータを動作して、）大体をスピンあるいはスパイ
ラル運動に誘導して、墜落を達成させる方式である。
チュエータを動作して、）大体をスピンあるいはスパイ
ラル運動に誘導して、墜落を達成させる方式である。
その２つめは、主翼１尾翼、胴体などの椙造粘合部を破
壊させることで切り離し、飛行不能として墜落を達成さ
せる方式である。
壊させることで切り離し、飛行不能として墜落を達成さ
せる方式である。
その３つめは、機体に搭載した火薬を使って機体を自爆
させる方式である。
させる方式である。
後二者は、爆破を必要とするために機体落下地点が予測
困難であり、破片の拡散が問題となるし、その２つめの
方式では、とくに主要構造結合部を破壊するための機構
の段碩が非常に難しく、設計に困難を伴う。また、その
３つめの方式では、特に火薬の大量搭載のために、任務
遂行に際して周辺への危険を伴うという欠点がある。
困難であり、破片の拡散が問題となるし、その２つめの
方式では、とくに主要構造結合部を破壊するための機構
の段碩が非常に難しく、設計に困難を伴う。また、その
３つめの方式では、特に火薬の大量搭載のために、任務
遂行に際して周辺への危険を伴うという欠点がある。
そこで、その１つめの方式が主として有利であるとされ
ていた。しかし、この操舵による無人機の飛行停止装置
にも、次のような欠点がある。すなわち、電源系統、制
御コンピュータなどの故障でアクチュエータが正常に作
動しない場合があり、無人機の破壊を目的とした墜落が
達成でさ・なくなることがある。また、海上あるいは地
上へ突入するまでの間、アクチュエータを墜落のために
作動させ続（プておく必要があり、そのための作動電源
を確保しなければならない。
ていた。しかし、この操舵による無人機の飛行停止装置
にも、次のような欠点がある。すなわち、電源系統、制
御コンピュータなどの故障でアクチュエータが正常に作
動しない場合があり、無人機の破壊を目的とした墜落が
達成でさ・なくなることがある。また、海上あるいは地
上へ突入するまでの間、アクチュエータを墜落のために
作動させ続（プておく必要があり、そのための作動電源
を確保しなければならない。
本発明は、上記小情にもとづいてなされたもので、スプ
リングカートリッジを操縦前面を制御づる操舵機構に組
込み、上記スプリングカートリッジを１コツク解除する
ことで、操縦舵面の制御機能を失わせ、瞬時にして墜落
状況を機体に対して与えられるようにした無人航空、機
の飛行停止装置を提供しようとするものである。
リングカートリッジを操縦前面を制御づる操舵機構に組
込み、上記スプリングカートリッジを１コツク解除する
ことで、操縦舵面の制御機能を失わせ、瞬時にして墜落
状況を機体に対して与えられるようにした無人航空、機
の飛行停止装置を提供しようとするものである。
この目的のため、本発明は、操縦舵面を制御づる操舵機
構にスプリング弾持力を与えて操舵不能に覆るスプリン
グカートリッジを連繋し、操舵時には上記スプリングカ
ートリッジは操舵機構に作用せず、必要時に上記スプリ
ングカートリッジの弾持力を解除して操舵機構に作用リ
−るように、上記スプリングカー１〜リツジの解除機構
を設け、上記解除機構を動作づる指令を受けられる制御
手段を具備したことを特徴とするものである。
構にスプリング弾持力を与えて操舵不能に覆るスプリン
グカートリッジを連繋し、操舵時には上記スプリングカ
ートリッジは操舵機構に作用せず、必要時に上記スプリ
ングカートリッジの弾持力を解除して操舵機構に作用リ
−るように、上記スプリングカー１〜リツジの解除機構
を設け、上記解除機構を動作づる指令を受けられる制御
手段を具備したことを特徴とするものである。
以下、本発明の一実施例を一１字尾翼を持った操舵機構
を組込んだ例にもとづいて具体的に説明する。
を組込んだ例にもとづいて具体的に説明する。
第１図ないし第５図において１．符＋３１は機体であり
、その後部には、尾翼２ａ、 ２ｂがａいに直角な位相
差を持って放射方向に延びるヒンジ軸３ａ、 ３ｂを具
備し、これを軸受４に軸支しく取付りられている。上記
ヒンジ軸３ａ、 ３ｂには、操舵アーム５ａ。
、その後部には、尾翼２ａ、 ２ｂがａいに直角な位相
差を持って放射方向に延びるヒンジ軸３ａ、 ３ｂを具
備し、これを軸受４に軸支しく取付りられている。上記
ヒンジ軸３ａ、 ３ｂには、操舵アーム５ａ。
５ｂが設けてあり、これには操舵１」ラド６ａ、 ６ｂ
が枢着している。そして相隣る２つずつの尾翼２ａ、
２ｂに対応して、機体１の後部には、電動アクチュエー
タ７が設けられていて、その操舵軸８には、ベルクラン
ク９が取付りてあり、上記ベルクランク９の両端９ａ、
９ｂは、対応づるｆｉ、￥Ｊ１２ａ、 ２ｂのための
操舵ロッド６ａ、 ６ｂに枢着されている。
が枢着している。そして相隣る２つずつの尾翼２ａ、
２ｂに対応して、機体１の後部には、電動アクチュエー
タ７が設けられていて、その操舵軸８には、ベルクラン
ク９が取付りてあり、上記ベルクランク９の両端９ａ、
９ｂは、対応づるｆｉ、￥Ｊ１２ａ、 ２ｂのための
操舵ロッド６ａ、 ６ｂに枢着されている。
また、上記各相（この実施例では２相）に対応して、そ
の組に屈Ｊる１つの操舵アーム５ａと機体１の後部に設
けた支持座１０との間には、スプリングカー１〜リツジ
１１が架設しである。
の組に屈Ｊる１つの操舵アーム５ａと機体１の後部に設
けた支持座１０との間には、スプリングカー１〜リツジ
１１が架設しである。
上記スプリングカートリッジ１１は、第３図および第４
図にみられるように、筒状のカートリッジ本体１２内に
圧縮スプリング１３を収容づると共に、上記スプリング
１３の自由端に対峙して、フリーピストン１４を配置し
てΔ５す、上記フリーピストン１４の一端は、ピストン
ロッド１５を介しで上述の操舵アーム５ａが枢着されて
いる。また、上記圧縮スプリング１３の自由端を抑える
ストッパ１６が上記カートリッジ本体１２内に配置して
あり、そこに設けたテンションロッド１７は、カートリ
ッジ本体１２の反対側に貫通突出している。そこには螺
子部１７ａが形成してあり、これには、例えばん右に２
つ割りしたセパレーションナツト１８が螺合状態で設け
られ、このセパレーションナツト１８を、互いに合わせ
ｌζ状態に保持するために、上記セパレーションナツト
１８を入れる装填孔１９ａを有づるナラ１−保持部材１
９が用意されている。上記セパレーションナツト１８は
、上記装填孔１９ａにシト−ピンなどで抜けないように
保持されて濫りに外れない状態になっており、そのナツ
ト保持部材１９の内底部には火薬が装填されている。そ
して、起熔用電＠２０が上記ナツト保持部材１９に接続
してあり、上記火薬の収容部分に設（）たスパークプラ
グ２１（第５図参照）に接続されている。そして上記カ
ートリッジ本体１２の他端は、前記支持座１ｏに対して
枢着され、また上記電線２０は、機体１内に設（プ１．
：制御手段２２に接続されている。この制御手段２２は
、無線によって与えられた起爆信号に応答して、１記電
線２ｏを介してスパークプラグ２１に所定の直流電圧を
印加するようになっている。
図にみられるように、筒状のカートリッジ本体１２内に
圧縮スプリング１３を収容づると共に、上記スプリング
１３の自由端に対峙して、フリーピストン１４を配置し
てΔ５す、上記フリーピストン１４の一端は、ピストン
ロッド１５を介しで上述の操舵アーム５ａが枢着されて
いる。また、上記圧縮スプリング１３の自由端を抑える
ストッパ１６が上記カートリッジ本体１２内に配置して
あり、そこに設けたテンションロッド１７は、カートリ
ッジ本体１２の反対側に貫通突出している。そこには螺
子部１７ａが形成してあり、これには、例えばん右に２
つ割りしたセパレーションナツト１８が螺合状態で設け
られ、このセパレーションナツト１８を、互いに合わせ
ｌζ状態に保持するために、上記セパレーションナツト
１８を入れる装填孔１９ａを有づるナラ１−保持部材１
９が用意されている。上記セパレーションナツト１８は
、上記装填孔１９ａにシト−ピンなどで抜けないように
保持されて濫りに外れない状態になっており、そのナツ
ト保持部材１９の内底部には火薬が装填されている。そ
して、起熔用電＠２０が上記ナツト保持部材１９に接続
してあり、上記火薬の収容部分に設（）たスパークプラ
グ２１（第５図参照）に接続されている。そして上記カ
ートリッジ本体１２の他端は、前記支持座１ｏに対して
枢着され、また上記電線２０は、機体１内に設（プ１．
：制御手段２２に接続されている。この制御手段２２は
、無線によって与えられた起爆信号に応答して、１記電
線２ｏを介してスパークプラグ２１に所定の直流電圧を
印加するようになっている。
なお、−アンジョンロッド１７．ｔバレージョンナツト
１８．ナツト保持部材１９など（、Ｌ１通常、セパレー
ションナツトナツトとし１知られる構造である。
１８．ナツト保持部材１９など（、Ｌ１通常、セパレー
ションナツトナツトとし１知られる構造である。
このような構成では、通常、操舵機構としての電動アク
チュエータ７が尾翼２ａ、 ２ｂを制御する時、操舵軸
８が正逆回転され、操舵［］′／ドロａ、 ６ｂ、操舵
アーム５ａ、 ５ｂおよびヒンジ軸３ａ、 ３ｂを介し
て操舵動作が尾１ｉ２ａ、 ２ｂに与えられるが、この
時、スプリングカートリッジ１１のスプリング１３は、
セパレーションナツト１８によって圧縮密着状態にある
ため、ピストン１４は何等の抵抗もな（カートリッジ１
１内で動作している。そして無人機が任務完了した時、
あるいは緊急のため任務を中断した時、地上からの無線
によって制御手段２２が起爆信号を出すと、スパークプ
ラグ２１の付勢で火薬が爆発し、そのエネルギーでシャ
ーピンなどが千切れ、セパレーションナツト１８はナツ
ト保持部材１９の外に飛び出して螺合を解除する。これ
によって圧縮スプリング１３は、蓄勢力を解除してピス
トン１４を強制的に押し、これによって、ピストンロッ
ド１５が突出固定されると同時に、操舵アーム５ａを回
動する。
チュエータ７が尾翼２ａ、 ２ｂを制御する時、操舵軸
８が正逆回転され、操舵［］′／ドロａ、 ６ｂ、操舵
アーム５ａ、 ５ｂおよびヒンジ軸３ａ、 ３ｂを介し
て操舵動作が尾１ｉ２ａ、 ２ｂに与えられるが、この
時、スプリングカートリッジ１１のスプリング１３は、
セパレーションナツト１８によって圧縮密着状態にある
ため、ピストン１４は何等の抵抗もな（カートリッジ１
１内で動作している。そして無人機が任務完了した時、
あるいは緊急のため任務を中断した時、地上からの無線
によって制御手段２２が起爆信号を出すと、スパークプ
ラグ２１の付勢で火薬が爆発し、そのエネルギーでシャ
ーピンなどが千切れ、セパレーションナツト１８はナツ
ト保持部材１９の外に飛び出して螺合を解除する。これ
によって圧縮スプリング１３は、蓄勢力を解除してピス
トン１４を強制的に押し、これによって、ピストンロッ
ド１５が突出固定されると同時に、操舵アーム５ａを回
動する。
従ってヒンジ軸３ａが回動し、尾翼２ａは第２図の矢印
方向に回動する。さらに操舵アーム５ａの回動に伴い、
操舵［］ツラドａを介して、べ少クランク９の７−ｉ９
ａが移動することにより、他端９ｂ、操舵ロッド６ｂ、
操舵アーム５ｂを介してヒンジ軸３ｂを回動し、尾１１
２ｂば第２図の矢印方向に回動する。このようにして、
それぞれの尾翼の舵面が正常運航状態から変えられて、
墜落状態を請０．５にして作ってしまう。
方向に回動する。さらに操舵アーム５ａの回動に伴い、
操舵［］ツラドａを介して、べ少クランク９の７−ｉ９
ａが移動することにより、他端９ｂ、操舵ロッド６ｂ、
操舵アーム５ｂを介してヒンジ軸３ｂを回動し、尾１１
２ｂば第２図の矢印方向に回動する。このようにして、
それぞれの尾翼の舵面が正常運航状態から変えられて、
墜落状態を請０．５にして作ってしまう。
なお、上記実施例では火薬を用いたが、スプリングの蓄
勢力を解除づる手段は、別の構造で達成できるようにし
でも良いことは勿論である。
勢力を解除づる手段は、別の構造で達成できるようにし
でも良いことは勿論である。
本発明は、以上詳述したようになり、操舵機構による操
舵を、上記操舵機構を相違゛んだスプリングカートリッ
ジにお【ノるスプリング力の１１ツク解除で不能にし１
１墜落を実現づるものであるから、機体あるいはその各
主構成部を爆破覆る方式に比べ１機体の墜落地点が予測
でき、広い範囲への破片の散乱が起こらないと共に、操
舵機構を動作して墜落を行なうものと灰なり、操舵制御
系の故障によって、地上あるいは海上での破壊をもたら
づような墜落制御ができなくなるおそれがなく、必要な
時に確実に墜落状態を作ることができ、機器内部の秘密
が保ｉｓれる。また、墜落過程における操舵制御を全く
必要としないので、操舵機構を用いて墜落の制御を行な
うものと異なり、電源などをよりコンバク１−にできる
という５！ＩＪ 果（＞ ｉｆＱる。
舵を、上記操舵機構を相違゛んだスプリングカートリッ
ジにお【ノるスプリング力の１１ツク解除で不能にし１
１墜落を実現づるものであるから、機体あるいはその各
主構成部を爆破覆る方式に比べ１機体の墜落地点が予測
でき、広い範囲への破片の散乱が起こらないと共に、操
舵機構を動作して墜落を行なうものと灰なり、操舵制御
系の故障によって、地上あるいは海上での破壊をもたら
づような墜落制御ができなくなるおそれがなく、必要な
時に確実に墜落状態を作ることができ、機器内部の秘密
が保ｉｓれる。また、墜落過程における操舵制御を全く
必要としないので、操舵機構を用いて墜落の制御を行な
うものと異なり、電源などをよりコンバク１−にできる
という５！ＩＪ 果（＞ ｉｆＱる。
第１図は′Ａ発明の一実施例を承り一機体後部の断面図
、第２図は第１図の■−■線に沿う断面図、第３図およ
び第４図はスプリングカートリッジの側面図、第５図は
セパレーションナツトの構造を示覆縦断断面図である。 １・・・機体、２ａ、 ２ｂ・・・尾翼、３ａ、 ３ｂ
・・・ヒンジ軸、４・・・軸受、５ａ、 ５ｂ・・・操
舵アーム、６ａ、 ６ｂ・・・操舵ロッド、７・・・ア
クチュエータ、８・・・操舵軸、９・・・ベルクランク
、１０・・・支持座、１１・・・スｊリン’／ｈ−トリ
ッジ、１２・・・）Ｊ−トリツジ本体、１３・・・スプ
リング、１４・・・ツリーピストン、１５・・・ピスト
ンロッド、１６・・・ストッパ、１７・・・テンシ三１
ンロツド、１７ａ・・・螺子部、１８・・・セパレーシ
ョンナツト、１９・・・ナラｉ・保持部材、１９ａ・・
・装填孔、２０・・・起爆用電線、２１・・・スパーク
プラグ、２２・・・制御手段。
、第２図は第１図の■−■線に沿う断面図、第３図およ
び第４図はスプリングカートリッジの側面図、第５図は
セパレーションナツトの構造を示覆縦断断面図である。 １・・・機体、２ａ、 ２ｂ・・・尾翼、３ａ、 ３ｂ
・・・ヒンジ軸、４・・・軸受、５ａ、 ５ｂ・・・操
舵アーム、６ａ、 ６ｂ・・・操舵ロッド、７・・・ア
クチュエータ、８・・・操舵軸、９・・・ベルクランク
、１０・・・支持座、１１・・・スｊリン’／ｈ−トリ
ッジ、１２・・・）Ｊ−トリツジ本体、１３・・・スプ
リング、１４・・・ツリーピストン、１５・・・ピスト
ンロッド、１６・・・ストッパ、１７・・・テンシ三１
ンロツド、１７ａ・・・螺子部、１８・・・セパレーシ
ョンナツト、１９・・・ナラｉ・保持部材、１９ａ・・
・装填孔、２０・・・起爆用電線、２１・・・スパーク
プラグ、２２・・・制御手段。
Claims (1)
- 操縦舵面を制御Ｊ゛る操舵機構にスプリング弾持力を与
えて操舵不能にするスプリングカートリッジを連繋し、
操舵時には上記スプリングカートリッジは操舵機構に作
用せず、必要時に上記スプリングカートリッジの弾持力
を解除して操舵機構に作用するように、上記スプリング
カートリッジの解除ｍ構を設け、上記解除機構を動作す
る指令を受りられる制御手段を具備したことを特徴とす
る無人航空機の飛行停止装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7365083A JPS59199398A (ja) | 1983-04-26 | 1983-04-26 | 無人航空機の飛行停止装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7365083A JPS59199398A (ja) | 1983-04-26 | 1983-04-26 | 無人航空機の飛行停止装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59199398A true JPS59199398A (ja) | 1984-11-12 |
| JPS642559B2 JPS642559B2 (ja) | 1989-01-17 |
Family
ID=13524368
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7365083A Granted JPS59199398A (ja) | 1983-04-26 | 1983-04-26 | 無人航空機の飛行停止装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59199398A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009292250A (ja) * | 2008-06-04 | 2009-12-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 結合分離装置 |
| JP2011075225A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Kawasaki Precision Machinery Ltd | 飛翔体の操舵ユニット |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05106639A (ja) * | 1991-10-18 | 1993-04-27 | Toyo Electric Mfg Co Ltd | 回転電機の軸受冷却装置 |
| WO2017026337A1 (ja) * | 2015-08-07 | 2017-02-16 | 株式会社プロドローン | 飛行制御装置およびこれを備える無人航空機 |
-
1983
- 1983-04-26 JP JP7365083A patent/JPS59199398A/ja active Granted
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009292250A (ja) * | 2008-06-04 | 2009-12-17 | Ihi Aerospace Co Ltd | 結合分離装置 |
| JP2011075225A (ja) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | Kawasaki Precision Machinery Ltd | 飛翔体の操舵ユニット |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS642559B2 (ja) | 1989-01-17 |
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