JPS642559B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 【産業上の利用分野】

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。

【従来の技術】

無人航空機では、その任務終了後、あるいは任
務途中で何等かの理由により緊急に飛行を停止し
てこれを地上あるいは海上に墜落させて破壊し、
無人航空機内部の機密構造の秘密を部外者に対し
て保持することが考慮されているが、この墜落さ
せる方式には、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
面のアクチユエータを動作して、機体をスピンあ
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、尾翼、胴体などの構造結
合部を破壊させることで切り離し、飛行を不能と
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により機体
を自爆させる方式である。 ところが後二者は、爆破を必要とするために機
体の落下地点が予測困難であり、かつ破片の拡散
も問題となるし、その２つめの方式では、とくに
主要構造の結合部を破壊するための機構の設置が
非常に難しく、その設計に困難を伴う。また、そ
の３つめの方式では、特に多量の火薬の、機体へ
の搭載のために、無人航空機は、任務遂行に際し
て周辺への危険を常に伴うという問題もある。

【発明が解決しようとする課題】

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航
空機の飛行停止装置にも、次のような問題があ
ぬ。すなわち、電源系統、制御コンピユータなど
の故障でアクチユエータが正常に作動しない場合
があり、このため無人航空機の破壊を目的とした
墜落が達成できなくなることがあるうえ、海上あ
るいは地上へ突入するまでの間、アクチユエータ
を墜落のために作動させ続けておく必要があり、
そのための作動電源を確保しなければならないと
いう問題もある。

【課題を解決するための手段】

本発明は、上記事情にもとづいてなされたもの
で、スプリングカートリツジを操縦舵面を制御す
る操舵機構に組込み、飛行停止時には、上記スプ
リングカートリツジの圧縮スプリングの付勢状態
を解除することで、上記の操舵機構による操縦舵
面の制御機能を失わせ瞬時にして墜落状態を機体
に対し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り、次のよう
な手段を有している。 左右側の操縦舵面としての各尾翼の一端に設け
たヒンジ軸を機体に軸支し、上記各ヒンジ軸を
正、逆方向に回動して操縦舵面を制御する操舵機
構において、上記ヒンジ軸のアームに連繋するピ
ストンロツドと、該ピストンロツドを、上記アー
ムを回動させる方向に強制的に移動させるため
の、圧縮スプリングにより付勢されるストツパ
と、該ストツパを、飛行時には、上記の付勢状態
にして上記ヒンジ軸の正、逆方向の回動による上
記ピストンロツドの自由の移動を許容する位置に
保持する保持部と、該保持部の上記保持の解除機
構と、を有するスプリングカートリツジを具備
し、飛行停止時には、上記解除機構を作動して上
記保持部の上記保持を解除し、上記圧縮スプリン
グにより付勢されているストツパで、上記ピスト
ンロツド、アームを介して上記各ヒンジ軸を回動
し、左右側の尾翼の操縦舵面がそれぞれ正、負の
逆方向の舵角を形成するようにした無人航空機の
飛行停止装置である。

【実施例】

以下、本発明の一実施例を十字尾翼を持つた操
舵機構を組込んだ例にもとづいて具体的に説明す
る。 第１図、第２図において、符号１は機体であ
り、その後部には尾翼２ａ，２ａ，２ｂ，２ｂ
が、互いに直角な位相差を有して放射方向に延び
るヒンジ軸３ａ，３ａ，３ｂ，３ｂを具備し、こ
れらを軸受４に軸支して取付けられている。 上記尾翼の操縦舵面の舵角を制御する各操舵機
構は、次のようにして形成されている。すなわち
上記各ヒンジ軸３ａ，３ｂには、それぞれ操舵ア
ーム５ａ，５ｂの基端が連結されており、これら
各アーム５ａ，５ｂの先端部には、それぞれ操舵
ロツド６ａ，６ｂの一端が枢着している。そして
左、右側の各１組の尾翼２ａ，２ｂのそれぞれに
対応して、機体１の後部には、制御コンピユータ
で制御される電動アクチユエータ７が設けられて
いて、その各操舵軸８には、ベルクランク９が取
付けてあり、各ベルクランク９の両腕９ａ，９ｂ
は、対応する左、右各側の尾翼２ａ，２ｂの上記
操舵ロツド６ａ，６ｂの他端に枢着されており、
上記の各構成により上記操舵機構が形成されてい
る。 また、第１図において、左側の組の尾翼の下部
に位置する尾翼２ａと右側の組の尾翼の上部に位
置する尾翼２ａの各操舵アーム５ａ，５ａと、機
体１の後部に設けた支持座１０，１０との間に
は、それぞれスプリングカートリツジ１１が、操
舵アーム５ａの右側、左側に位置するように架設
してある。 上記各スプリングカートリツジ１１は、第３図
および第４図にみられるように、一端を上記支持
座１０に枢着された筒状のカートリツジ本体１２
内に、圧縮スプリング１３を収容すると共に、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を配置すると共に、これをそのピストン
ロツド１５を介して上記の各操舵アーム５ａの上
端部に枢着し、また各圧縮スプリング１３を圧縮
してこれが付勢力を有するように保持する保持部
は、上記圧縮スプリング１３の自由端を抑えるた
め上記カートリツジ本体１２内に配設したストツ
パ１６が、これに一端を連結したテンシヨンロツ
ド１７の他端を、カートリツジ本体１２の上記フ
リーピストン１４の反対側に貫通突出すると共
に、そこに形成された螺子部１７ａにナツト１８
を螺合して圧縮スプリング１３を圧縮状態に保持
することで形成される。 また、上記保持部の上記保持の各解除機構は、
次のようにして形成されている。すなわち第５図
に示すように、上記ナツトを、例えば左右に２つ
割りしたセパレーシヨンナツト１８にすると共
に、これを互いに合わせた状態に保持するため
に、上記セパレーシヨンナツト１８を納める装填
孔１９ａを有するナツト保持部材１９が用意さ
れ、また上記セパレーシヨンナツト１８を、上記
装填孔１９ａ内にシヤーピンなどで抜けないよう
に保持すると共に、ナツト保持部材１９の内底部
には火薬が装填され、かつ火薬の収納部分に設け
たスーパープラグ２１に接続される起爆用電線２
０を上記ナツト保持部材１９に連結し、さらに上
記電線２０を、第１図に示すように機体１内に設
けられ無線によつて与えられた起爆信号に応答し
てスパークプラグ２１に所定の直流電圧を印加す
る制御手段２２に接続するなどして形成されてい
る。 なお、テンシヨンロツド１７、セパレーシヨン
ナツト１８、ナツト保持部材１９などは、通常、
セパレーシヨンナツトナツトとして知られる構造
である。 上記したこれら構成によれば、無人航空機の飛
行時には、左右側の各組の尾翼２ａ，２ｂの操縦
舵面は、制御コンピユータにより制御される電動
アクチユエータ７の操舵軸８が、正、逆方向に回
動すると、ベルクランク９の両腕９ａ，９ｂのそ
れぞれに順次連結されている操舵ロツド６ａ，６
ｂ、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翼２ａ，２ｂに与えら
れることにより、同一の舵角をとるが、この際に
は、スプリングカートリツジ１１の圧縮スプリン
グ１３は、上記保持部により圧縮密着状態にある
ため、フリーピストン１４は、ストツパ１６ひい
ては圧縮スプリング１３により何等の抵抗を受け
ることなくカートリツジ本体１２内で自由に動作
している。 ところが無人航空機が任務完了したり、あるい
は緊急のための任務を中断した時には、地上から
の無線により制御手段２２が起爆信号を出すた
め、左右側の各スプリングカートリツジ１１のス
パークプラグ２１が付勢されることで火薬が爆発
し、そのエネルギーでシヤーピンが千切れると共
に、セパレーシヨンナツト１８がナツト保持部材
１９の外に飛び出してこれとテンシヨンロツド１
７の螺子部１７ａとの螺合が解除され、これによ
つて圧縮スプリング１３は、その蓄勢力を解除さ
れるので、ストツパ１６がピストン１４を強制的
に押圧するから、ピストンロツド１５が突出する
と同時に、左右側の各操舵アーム５ａを回動す
る。従つて、それらの基端が固着されている各ヒ
ンジ軸３ａが回動して左右側の各尾翼は２ａは第
１図の矢印に示す逆方向に回動する。 一方、上記の各操舵アーム５ａの回動に伴い左
右側の各尾翼２ｂは、操舵ロツド６ａを介して各
ベルクランク９の１腕９ａが回動することによ
り、さらに他腕９ｂ、操舵ロツド６ｂ、操舵アー
ム５ｂを介して左右側の各ヒンジ軸３ｂを回動
し、これにより左右側の各尾翼２ｂは、それぞれ
左右側の尾翼２ａのそれぞれと同方向の矢印方向
に回動する。 従つて、第６図に示すように左側の尾翼２ａ，
２ｂのヒンジ軸３ａ，３ｂには、圧縮スプリング
１３によりこれら尾翼２ａ，２ｂの前縁が上記ヒ
ンジ軸を中心として下方へと回動するモーメント
Msが作用する一方、気流に基づく空気力により
これら尾翼２ａ，２ｂ前縁が上方へと回動するモ
ーメントMaが作用するから、これらの尾翼２
ａ，２ｂの舵面は、結局上記モーメントMsとMa
とがバランスしてこれらの前縁が下方に位置する
負の舵角δLを形成する。 他方、右側の尾翼２ａ，２ｂのヒンジ軸３ａ，
３ｂには、第７図に示すように圧縮スプリング１
３によりこれら尾翼２ａ，２ｂの前縁が上記ヒン
ジ軸を中心として上方へと回動する上記モーメン
トMsとほぼ大きさが同じモーメントM′sが作用
する一方、気流に基づく空気力によりこれら尾翼
２ａ，２ｂの前縁が下方へと回動する上記モーメ
ントMaとほぼ大きさが同じモーメントM′aが作
用するから、これらの各尾翼２ａ，２ｂの舵面
は、結局上記モーメントM′sとM′aがバランスし
てこれらの前縁が上方に位置する正の舵角δRを
形成する。 従つて、無人航空機は、飛行停止時には、左右
側の各尾翼２ａ，２ｂは、それぞれ舵面が正、負
の逆方向の舵角を有するようになるから、機体の
ローリングを迅速に生起し、これによりバランス
を失つてほぼ瞬時に墜落するに至る。 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する手段は、別の構造で達成
できるようにしても良いことは勿論である。

【発明の効果】

本発明は、以上詳述したように、飛行停止時に
は、操舵機構に組込んだスプリングカートリツジ
の圧縮スプリング力により操舵して墜落を実現す
るものであるから、機体あるいはその各主構成部
を爆破する方式に比べて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異な
り、操舵制御系の故障によつて、地上あるいは海
上での破壊をもたらす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たれる。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パクトにできる
という効果もある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例を示す機体後部の断
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図はそれぞれスプリングカート
リツジの非動作時、作動時の側面図、第５図は保
持部とその解除機構の主要部の構造を示す縦断断
面図、第６図、第７図は飛行停止時におけるスプ
リングカートリツジによる操舵時の左右側の各尾
翼の舵面状態図である。 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……操舵ロツド、７……アク
チユエータ、８……操舵軸、９……ベルクラン
ク、１０……支持座、１１……スプリングカート
リツジ、１２……カートリツジ本体、１３……圧
縮スプリング、１４……フリーピストン、１５…
…ピストンロツド、１６……ストツパ、１７……
テンシヨンロツド、１７ａ……螺子部、１８……
セパレーシヨンナツト、１９……ナツト保持部
材、１９ａ……装填孔、２０……起爆用電線、２
１……スパークプラグ、２２……制御手段。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 左右側の操縦舵面としての各尾翼の一端に設
   けたヒンジ軸を機体に軸支し、上記各ヒンジ軸を
   正、逆方向に回動して操縦舵面を制御する操舵機
   構において、 上記ヒンジ軸の操舵アームに連繋するピストン
   ロツドと、該ピストンロツドを、上記操舵アーム
   を回動させる方向に強制的に移動させるための、
   圧縮スプリングにより付勢されるストツパと、該
   ストツパを、飛行時には、上記の付勢状態にして
   上記ヒンジ軸の正、逆方向の回動による上記ピス
   トンロツドの自由の移動を許容する位置に保持す
   る保持部と、該保持部の上記保持の解除機構と、
   を有するスプリングカートリツジを具備し、 飛行停止時には、上記解除機構を作動して上記
   保持部の上記保持を解除し、上記圧縮スプリング
   により付勢されているストツパで、上記ピストン
   ロツド、操舵アームを介して上記各ヒンジ軸を回
   動し、左右側の尾翼の操縦舵面がそれぞれ正、負
   の逆方向の舵角を形成するようにした無人航空機
   の飛行停止装置。