JPS6239398A - 折りたたみ翼構造 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 （発明の分野） この発明は誘導ミサイル用の翼構造、詳細には折りたた
み翼構造に関するものである。

−（発明の背景） 現在の多くの軍事用誘導ミサイルにおいてはミサイルの
スペース要件が翼スパンのためにきわ立ったファクター
になっている０例えばペンギンミサイルは現在多くの国
の海軍が持っている地対地兵器である。ミサイルは貯蔵
され１．４９メートルという比較的大きな翼スパンを持
つため、はぼ４３インチ（約１０９　ｃ　ｍ）　Ｘ４３
インチ（約１０９ｃｍ）の筒体から発射される。明らか
な如く、多数のこれらのミサイルを筒体内に貯蔵すると
きには貯蔵スペースの圧力が主として関係する。これは
特にこの種のミサイルをヘリコプタ−の如き航空機で使
用する場合に、１する。必然的にそれ相応の大きな翼ス
パンを持つ比較的大型のミサイルを使用すべきであるな
らば、折りたたみ翼構造は甚平面に対してすき間を持ち
、ヘリコプタ−の如き航空機で運ぶときに適度におおい
かくせるように設計する必要のあることが認められた。

もし、折りたたみ翼構造を使用すべきであれば、折りた
たみ機構は翼輪郭内に納めなければならず、翼展開機構
は比較的軽量であると共に折りたたみ翼構造を持つミサ
イルが翼展開後空気抵抗を受けて振動した時に翼をその
展開位置に確実に保持しなければならない。

航空機やミサイル用の折りたたみ翼構造は種々の文献に
開示されている。

ハングルにケえられた米国特許第２７１９８８２号は、
翼を完全に展開した時にロックピンリンクが戻り止めに
掛合するようになった航空機の折りたたみ翼を開示して
いる。この構造の基本的欠点は、翼位近を確保するため
にはロックピンをこれと共同する戻り止めと精密に整列
させなければならないことである。このような整列はミ
サイルが在室中、振動や乱動を受け、空気抵抗を受けた
後にはしばしば不可能になる。この結果、翼展開された
ミサイルは急速に不安定になる。

クラーク等に芋えられた米国特許第２８７８８７７号は
フック機構によって翼展開時に所定位置にロックされる
折りたたみ翼構造を開示している。この機構は展開中に
大が出会う多様な環境条件を考慮すればあてにならない
。

ホップナー等に与えられた米国特許第４４１０１５１号
は翼を展開位置に伸長させるばね機構にヒンジ結合した
折りたたみ翼を持つミサイルを開示している。翼を所定
の展開位ｎにロックするのに掛金を用いている。この特
許の構造も前記ハングルの米国特許に関して説Ｅ月した
のと同じ欠点を持つ。

（発明の詳細な説明） この発明はオーバーセンター作用による逆戻り防止機構
を使用する改良した折りたたみ翼構造を提供する。

実際上各改良翼は一対のアルミニウム鋳物材から組立て
られ、折りたたみ機構は翼輪郭内に納められる。

火薬式作動器を点火して、翼構造を取付けているオーバ
−センター機構を変位させる。

かかる作動器を使用することにより折りたたみ翼を逆戻
り不能の位置へ急速に確実に展開させることが出来る。

オーバーセンター機構は前記の従来技術につき説明した
確実性の小さい、精密性の小さい機構とは著しく異なっ
ている。

剪断荷重や曲げ荷重はすべてロック・ヒンジピンによっ
て与えられる偶力によって支えられ、これらの荷重は直
接に胴体上の出張片に伝えられる。抵抗荷重は外部の鋳
物材を前部のヒンジ出張片中の■付ブシュに衝合させる
ことによって前部の支持部材に伝えられる。翼は個々の
作動器によって２個づつ展開させられる。折りたたみ状
態にあるときには翼は火薬式作動器内でボールロックの
如きオーバーセンター機構はこの機構のリンク間の許し
代が大きくてゆるんだ状態にあっても展開した翼を所定
位置にロック出来る利点を有する。

この発明によれば従来構造の欠点のない、急速作動の確
実性の高い安定した折りたたみ翼構造を提供することが
出来る。

（発明の詳細な説明） 第１図はこの発明による折りたたみ翼構造の側面図であ
る。

％ｇ１２は参照数字１０で示すミサイル胴体に取付ける
。翼１２は胴体側の固定翼セクション１４と、胴体外の
折りたたみ翼セクション１６とを持つ、プラスチック製
の翼端キャップ１８は所望の外形を与えるために折りた
たみ翼セクション１６の外線に沿って所定位置に結合す
る。

参照数字２０で示す１個の鋳物材は好適にはアルミニウ
ムから作る。締付具２２は固定翼セクション１４を胴体
１０に固定するために使う、締付具２６によって翼と胴
体を更に結合する。この締付具２６は第４図に示す如く
固定翼セクション１４に形成した同形のスペース内に受
は入れられる置体ＩＯ上の取付出張片２４に固定翼セク
ション１４を連結する。

火薬式作動器２８は固定翼セクション１４に形成した凹
所内に置かれ、これには英国のマーチン・べ一力−社製
の種類の薬包を使うことが出来る。

この薬包は典型的にはガス薬包に点火するために雷管付
薬包を打撃する撃針を使用する。カス薬包は点火される
と高圧を発生してこれを作動ピストンに加える。次いで
作動棒３０が変位し第１図に３１で示すオーノー−セン
ター機構を作動させる。これについては後述する。オー
バーセンター機ｉ３１は折りたたみ大セクション１Ｂに
連結する。

展開中に折りたたみχセクション１６からの荷重が児セ
クション１４へ基盤セクション３Ｇ及びＵリンクフラン
ジ４０．４２と出張片４４とを連結すると７３８を経て
伝えられる。翼セクション１４と１６間の連結もフラン
ジ５０．５２と出張片５６間にあるピン４８を用いて同
様に行なわれる。一度折りたたみ翼セクション１６を展
開すると、オーバーセンター機構３１が展開と逆の戻り
動作を阻止し、翼セクション１６を展開位置にロックす
る。

折りたたみセクション１６はアルミニウムのハニカム構
造（図示せず）で作り、基盤セクションをこのハニカム
構造に結合する。翼外板は化学研磨する。この発明の好
適例では、芯材は２部材結合型の組を体として、その結
合線を外板の化学研磨線に合わせるようになす、固定翼
セクション１４は１つの輪郭面と複数の開放した穴部と
で作り、前記穴部は両側を鋳物材に結合した外板によっ
て閉鎖する。

オーバーセンター機構 第２図、第３図、第６図及び第７図は第１図に３１で示
したオーバーセンター機構を示す、特に第２図及び第３
図は折りたたみ翼セクション１６を折りたたまれた状態
即ち格納状ｆｆｆｉで示す。この場合両翼セクションは
第４図及び第５図に示す向きにある０作動器２８は６４
の個所でヒンジ結合した前部固定端を持ち、その作動棒
３０は後端を枢軸６６に連結する。この枢軸は該機構の
第１リンク６８のフランジ７０上にある。Ｕリンクフラ
ンジ７１．７２は間に球面軸受コネクタ７３を受は入れ
る。このコネクタは第２図に示すほぼＵ型の第２リンク
７Ｂの端７４に形成した対応する開口に掛合する。

リンク７日の反対端は８０で示す如くほぼ円筒形の調節
自在のカラーの形をなす。閉じたループ８２はカラー８
０から上方に延在し、球面軸受コネクタ８６を受は入れ
るための開口８４を形成されている。球面軸受コネクタ
はシャフト部分８日まで延在する。

閉じたループ８２と前記軸受コネクタ８８とを連結する
と、このループ８２は第２図に示す傾角のなす向き（折
りたたみ状態）と第６図に示す向き（伸長状態）との間
を回動することが出来る。回転防止板８１は：ｇｌｆｆ
ｉ自在のカラーループ８２を軸受コネクタ８６上に保持
し、製造中に適切にｖＡ箇した後カラー８０が回らない
ようにする。第２図、第３図、第６図及び第７図を参照
すればシャフト部分８８はリンク９４のＵ形フランジ８
０．９２に形成した開口を通過する。シャフト部分８８
の両端はフランジ９６．９８内に受は入れる。これらの
フランジはオーバーセンター機構の最終リンク１００の
特徴をなす。

十−バーセンター機構の作用は第２図（折りたたみ状態
）と第６図（伸長状態）とを比較すれば理解出来るだろ
う。作動器２８を作動させて棒３０を内方へ動かし、リ
ンク６日を時計回りに回動させる。これによりリンク７
６を下方へ時計回りに回動させ、この回動により軸受コ
ネクタ８６を下方へ変位させる。

回転防止つめ１１４がつめ車の接触面（図示せず）に掛
合し、この結果リンク６８．７６は展開方向にしか回動
することが出来なくなり、該機構の折りたたみ状態への
逆戻りを防止する。軸受コネクタはリンク１００に連結
されるのでり７り１００は第３図の位置から第６図の位
置へ回動する。リンク１００の端部１０２の持つシャツ
）　１０４は両端から外方へ延びて、固定した枢軸支持
部材１０８　、１０８に掛合する。リンク１００はクラ
ンクとして作用し、このクランクは固定翼セクションに
枢着した端部１０２を持ち、リンク７６の閉じたループ
８２をこのクランクに定着する。こうしてリンク１００
はオーバーセンター機構の上部を固定翼セクションに支
持させる。リンク１００が第３図の格納状態から第７図
に示す展開状態へ回動すると、これに応じてリンク９４
が回動する。このリンク９４は同様に外端１１０を１１
２の個所及び折りたたみ翼セクションのフランジ　　に
枢着したクランクとして作用する。第３　ｉＪと第７図
に示す如く、格納状態から展開状態へ移るリンク９４の
作用に注目すれば、リンク９４は反時計回りに回動する
とき折りたたみ翼セクションの連結されたフランジ３４
′を回動させることが分かる。

第２図及び第６図を参照すれば、固定翼セクションに取
付けた枢軸支持部材１０９によって折りたたみズと固定
翼とを更にヒンジ結合し、この枢軸支持部材に折りたた
み翼の基盤フランジ１０７゜１１１を取付けていること
が分かる。折りたたみ翼を展開位置へ伸長させると、折
りたたみ翼に加わる力は７ランジ１０７　、１１１を経
て固定翼セクションに伝わり、このため折りたたみ翼セ
クションを安定位置に支持する。構造上考慮すべき重要
な点は、一旦オーバーセンター機構が第６図及び第７図
に示す展開状態となる向きをとったとき逆戻りを防止す
るためには前記機構内部の連結リンク部材間に十分な許
し代が存在する必要があることである。第７図において
は夾金１１８をフランジ３４′と固定翼セクションの下
部セクション基盤との間に置いて、これらの部材を精密
に整列させる。

上述の説明より明らかな如く、折りたたみ翼構造用のオ
ーバーセンター機構は折りたたみ翼を確実にロックした
安定位置へ急速に展開させるのに使用することが出来る
。この安定位置では飛行中に受ける力や振動によって折
りたたみ翼セクションが引き込み位置へ戻るのが阻止さ
れる。

この発明は上述した処に限定されることなく。

この発明の範囲内で種々の変更を加えることが出来る。

【図面の簡単な説明】

第１図は固定翼セクションと同一面上に伸長した折りた
たみ翼セクションの立面図、 第２図は折りたたみ翼を折りたたみ状態としてこの発明
のオーバーセンターロック機構を示す部分破断図、 第３図は折りたたみ翼セクションを折りたたみ状態とし
てこの発明のオーバーセンターロック機構を示す部分破
断側面図、 第４図は第１図の線４−４上の部分横断面図、第５図は
第１図の線５−５上の部分横断面図、第６図は折りたた
み翼を展開状態としてこの発明のオーバーセンターロッ
ク機構を示す破断図、第７図は折りたたみ翼を展開状態
としてこの発明のオーバーセンターロック機構を示す部
分破断側面図である。 ｌＯ・・・ミサイル胴体、　　　　１４・・・固定翼セ
クション１６・・・折りたたみ翼セクション ２０・・・鋳物材、　　　　　２４・・・取付出張片２
６・・・締付具、　　　　　２８・・・火薬式作動器３
０・・・作動棒、　　　　　３６・・・基盤セクション
４０．４２・・・Ｕリンクフランジ ４４．５６・・・出張片、　　　　５０．５２・・・フ
ランジ６６・・・枢軸、　　　　　　６８・・・第１リ
ンク７０・・・フランジ ７１．７２・・・Ｕリンクフランジ ７３．８６・・・球面軸受コネクタ ７６・・・第２リンク、　　　　８０・・・カラー８１
・・・回転防止板、　　　　８２・・・閉じたループ８
４・・・開口、　　　　　　　８８・・・シャ７１分９
０．９２・・・Ｕ形フランジ ８４．１００・・・リンク、　　８６．９８・・・フラ
ンジ１０６．１０８・・・枢軸支持部材 １０７　、１１１・・・基盤フランジ。 特許出願人　　ゲラマン・エアロスペース・コーポレイ
ション 第６図

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）胴体に取付けられた固定翼セクションと、固定翼
   セクションに枢着され、通常は格納状態にある折りたた
   み翼セクションと、 両翼セクションのうつの一方の翼セクション中に配置し
   た火薬式作動手段と、 前記作動手段を点火したとき折りたたみ翼セクションを
   伸長位置へ急速に展開させるため前記作動手段と他方の
   翼セクションとの間を連結するオーバーセンター機構と
   を備え、 前記オーバーセンター機構は折りたたみ翼が格納状態へ
   逆戻りするのを防止するのに十分な許し代を相互間に持
   つ複数のリンクを含むことを特徴とする折りたたみ翼構
   造。
2. （２）胴体に取付けられた固定翼セクションと、固定翼
   セクションに枢着され通常は格納状態にある折りたたみ
   翼セクションと、 両翼セクションのうちの一方の翼セクション中に配置し
   た火薬式作動手段と、 前記作動手段を点火したとき折りたたみ翼セクションを
   伸長位置へ急速に展開させるため前記作動手段と他方の
   翼セクションとの間を連結するオーバーセンター機構と
   を備え、 前記オーバーセンター機構が（ａ）乃至（ｆ）の構成即
   ち、 （ａ）一個所を前記作動手段に連結した第１リンクを備
   え、 （ｂ）第１リンクの動きに応動して第２リンクを変位さ
   せるため第１リンクに枢着した第１端を持つ第２リンク
   を備え、 （ｃ）第２リンクの第２端に連結した球面軸受を備え、 （ｄ）第２リンクが変位したとき第３リンクを回動させ
   るよう球面軸受に連結した第１端を持つ第３リンクを備
   え、 （ｅ）定置した枢軸に第１端でヒンジ結合した第４リン
   クを備え、この第４リンクの第２端を球面軸受に旋回自
   在に取付けてこの軸受に連結したリンク端を連動回転可
   能となし、 （ｆ）前記作動手段の点火に応動して折りたたみ翼を伸
   長位置へ回動させるため第３リンクの第２端を折りたた
   み翼に枢着する手段を備えたことを包含することを特徴
   とする折りたたみ翼構造。