JP2013019784A - サボ及びそれを用いた射出試験装置 - Google Patents

Abstract

【課題】空気抵抗のない真空チャンバ内で射出試験を行う場合であっても、サボから飛翔体を分離することができ、且つ、再現性の良い射出試験を行えるサボ及びそれを用いた射出試験装置を提供する。
【解決手段】射出された飛翔体２の姿勢を保持しつつ分離板６を通して飛翔体２を標的５に衝突させ、且つ、分離板６で飛翔体２と分離されるサボ３において、サボ本体１８の射出方向後端面１９に、分離板６に衝突したときにサボ本体１８を複数の破片２０に破断させると共に複数の破片２０の各軌道を飛翔体２の軌道軸Ｘから径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝２１を有するものである。また、飛翔体２を標的５に衝突させる射出試験装置において、サボ３を用いたものである。
【選択図】図１

Description

本発明は、飛翔体を標的に衝突させて標的の衝撃に対する強度を評価するための射出試験に用いられるサボ及びそれを用いた射出試験装置に関するものである。

様々な製品或いは材料の衝撃に対する強度を評価するために、射出試験装置を用いた打ち込み試験（射出試験）が行われている。これは、圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して飛翔体を加速し、加速した飛翔体を標的に衝突させたときの標的の強度を調べる試験である。

この射出試験の際には、圧縮ガスや爆薬のエネルギを飛翔体に伝えつつ飛翔体の速度や姿勢を制御するため、サボを用いて飛翔体を支持する方法が採られることが多く、標的との衝突前に飛翔体からサボを分離させる方法が必要となる。

例えば、特許文献１には、軸線を中心に複数に分割されたサボを発射管の内部に形成された螺旋溝に沿って回転運動させ、その回転運動による遠心力でサボを分割し、サボから飛翔体を分離させる方法が開示されている。

この方法によれば、分割されたサボの軌道を飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更させることができ、サボから飛翔体を分離することが可能となる。これにより、サボの破片が飛翔体と共に標的に衝突してしまう現象を防止することができる。また、より少ないエネルギで飛翔体を射出するために、空気抵抗のない真空チャンバ内で射出試験を行う場合であっても、遠心力の作用に影響はないのでサボから飛翔体を分離することができる。

特開２００４−２７１２１６号公報

しかしながら、遠心力の作用によりサボから飛翔体を分離する方法は、飛翔体及びサボを軌道軸廻りに回転させる必要があり、飛翔体を想定した姿勢で標的に衝突させることができない場合がある。この場合、射出試験の再現性が悪くなり、同じ試験条件であっても結果にバラツキが生じ、試験精度が低下してしまうという問題が生じる。

そこで、本発明の目的は、空気抵抗のない真空チャンバ内で射出試験を行う場合であっても、サボから飛翔体を分離することができ、且つ、再現性の良い射出試験を行えるサボ及びそれを用いた射出試験装置を提供することにある。

この目的を達成するために創案された本発明は、射出された飛翔体の姿勢を保持しつつ分離板を通して前記飛翔体を標的に衝突させ、且つ、前記分離板で前記飛翔体と分離されるサボにおいて、サボ本体の射出方向後端面に、前記分離板に衝突したときに前記サボ本体を複数の破片に破断させると共に前記複数の破片の各軌道を前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝を有することを特徴とする。

前記軌道変更用破断溝は、少なくとも３つ以上の溝部からなると良い。

また、本発明は、飛翔体を保持したサボを射出方向後端に収容し、前記サボを圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して射出するための発射管と、前記発射管の射出方向先端側に設けられ、前記発射管から射出された前記飛翔体を衝突させる標的と、前記飛翔体と前記サボとを分離して前記飛翔体を前記標的に衝突させるための分離板とを備えた射出試験装置において、前記サボは、サボ本体の射出方向後端面に、前記分離板に衝突したときに前記サボ本体を複数の破片に破断させると共に前記複数の破片の各軌道を前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝を有することを特徴とする。

前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更された前記複数の破片を停止させる破片停止板を備えると良い。

本発明によれば、空気抵抗のない真空チャンバ内で射出試験を行う場合であっても、サボから飛翔体を分離することができ、且つ、再現性の良い射出試験を行える。

本発明の射出試験装置を示す概略図であり、（ａ）は概略側面図、（ｂ）は真空チャンバ内の概略図である。 本発明のサボの構成を示す図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は背面図、（ｃ）は破断後の背面図である。 本発明の射出試験装置における飛翔体とサボとの分離過程を説明する図である。 （ａ）〜（ｄ）は軌道変更用破断溝が少なくとも３つ以上の溝部からなると良い理由を説明する図である。

以下、本発明の好適な実施の形態を添付図面にしたがって説明する。

図１は、本発明の好適な実施の形態に係る射出試験装置を示す概略図であり、（ａ）は概略側面図、（ｂ）は真空チャンバ内の概略図である。

図１（ａ），（ｂ）に示すように、射出試験装置１は、飛翔体２を保持したサボ３を射出方向後端（図示右端）に収容し、サボ３を圧縮ガスや爆薬のエネルギ（以下、加速エネルギという）を利用して射出するための発射管４と、発射管４の射出方向先端（図示左端）側に設けられ、発射管４から射出された飛翔体２を衝突させる標的５と、飛翔体２とサボ３とを分離して飛翔体２を標的５に衝突させるための分離板６とを備える。本実施の形態では、加速エネルギとして圧縮ガスを用いる場合を説明する。

試験対象である標的５とは、例えば、ジェットエンジンのファンケースやファンブレードなどの耐衝撃設計が必要な材料である。飛翔体２としては、鳥やそれを模したゼラチン、又は金属片など様々なものを用いる。これらを用いた衝突現象の試験としては、例えば、ジェットエンジンに鳥が吸い込まれた際の耐衝撃性を確認するための試験がある。

サボ３は、射出された飛翔体２の姿勢を保持しつつ分離板６を通して飛翔体２を標的５に衝突させ、且つ、分離板６で飛翔体２と分離されるものであり、例えば、ポリエチレンなどの高分子材料からなる。高分子材料は破断伸びが大きく、分離板６に衝突しても壊れにくいため、サボ３が破壊されてその破片が意図せず飛散してしまう現象を抑制することができる。本発明の要旨であるサボ３の形状については後述する。

発射管４は、その長手方向に沿って複数（図１では、３つ）のサポート柱７に支持されており、その中心が略一直線上になるようにされる。発射管４の射出方向後端には、加速エネルギ供給系８が接続される。加速エネルギ供給系８は、ガスを蓄圧するための蓄圧容器９と、蓄圧容器９にガスを供給するガスボンベ１０と、発射管４の射出方向後端に接続されるバルブ１１とからなる。

蓄圧容器９に供給するガスとしては、例えばヘリウム（Ｈｅ）や窒素（Ｎ₂）を用いる。不活性ガスでは分子量の小さいヘリウムが最も加速しやすいため好適である。

バルブ１１は、例えば、電磁バルブからなる。蓄圧容器９内にガスを蓄圧した後、電磁バルブを一気に開放することにより、発射管４の射出方向後端に収容されたサボ３が加速される。

加速エネルギ供給系８と発射管４とはフランジ部１２を介して接続される。発射管４の射出方向後端に飛翔体２を保持したサボ３を設置する際には、フランジ部１２を境に加速エネルギ供給系８と発射管４とを分離させ、発射管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３にサボ３を設置する。そのため、加速エネルギ供給系８は、図示左右方向に移動可能にされる。

発射管４の射出方向先端と標的５は、より少ないエネルギで飛翔体２を射出するために、空気抵抗のない真空チャンバ１４内に収容される。真空チャンバ１４の外側にはレーザや高速度カメラなど、衝突現象を捉えるための機器が設置されている。更に、真空チャンバ１４の側壁には、観測用の窓１５が設けられる。

また、発射管４の射出方向先端部にはシール部（例えば、パッキンなど）を有するシールフランジ１６が形成されている。発射管４の射出方向先端を真空チャンバ１４の側壁に形成された挿入孔に挿入すると共に、シールフランジ１６を側壁にネジ止めすることにより、発射管４の射出方向先端は真空チャンバ１４内に密閉されて収容される。これにより、発射管４内も真空引きされ、発射管４内で飛翔体２を保持したサボ３が十分に加速されるようになる。

飛翔体２とサボ３とを分離するための分離板６には、サボ３よりも小さく飛翔体２が触れることなく通過できるような大きさの貫通孔１７が形成される。そのため、加速されたサボ３は貫通孔１７の外周部分に衝突し、サボ３から飛翔体２が分離されて標的５に衝突する。分離板６は、サボ３の衝撃力に対し健全性を有する材料及び設計にて形成される。

さて、本実施の形態に係る射出試験装置１は、空気抵抗のない真空チャンバ１４内で射出試験を行う場合であっても、サボ３から飛翔体２を分離することができ、且つ、再現性の良い射出試験を行えるものである。

そのために、射出試験装置１は、図２（ａ）〜（ｃ）に示すように、サボ本体１８の射出方向後端面１９に、分離板６に衝突したときにサボ本体１８を複数の破片２０に計画的に破断させると共に複数の破片２０の各軌道を飛翔体２の軌道軸Ｘから径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝２１を有するサボ３を用いる。

サボ本体１８は、発射管４の内周面に嵌合する円柱状に形成され、射出方向先端面２２に飛翔体２を保持するための飛翔体保持部２３を有する。飛翔体保持部２３は、標的５に衝突させる飛翔体２の形状に合わせて様々な形状に成形される。飛翔体２の種類や飛翔体２を載置する角度によっては飛翔体２の自重で落ちることがあるため、接着力のあまり強くない粘着テープなどを用いて載置を補助するようにしても良い。サボ本体１８の厚さ（射出方向後端面１９と射出方向先端面２２との距離）は、飛翔体２を収める飛翔体保持部２３の深さより厚く（例えば、１０〜２０ｍｍ程度に）形成される。

軌道変更用破断溝２１は、サボ本体１８の中心から径方向外方にかけて形成された複数（図２では４つ）の溝部２４からなる。

また、射出試験装置１は、飛翔体２の軌道軸Ｘから径方向外方に軌道変更された複数の破片２０を停止させる破片停止板２５を備える（図１（ｂ）参照）。この破片停止板２５は、分離板６と同様に貫通孔２６を有する。

この射出試験装置１を用いた射出試験を説明し、併せて軌道変更用破断溝２１の詳細な構造について述べる。

先ず、試験前に、フランジ部１２を境に発射管４と加速エネルギ供給系８とを分離させ、発射管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３に飛翔体２を保持したサボ３を収容して設置する。

その後、真空チャンバ１４内を所望の真空度に真空引きし、またガスボンベ１０から蓄圧容器９にガスを供給する。真空引きにより、真空チャンバ１４内及びバルブ１１までの発射管４内が真空にされる。蓄圧容器９内にサボ３を所望の速度で加速するのに十分なガスが充填されたら、バルブ１１を一気に開放して、充填されたガスにて発射管４の射出方向後端に収容されたサボ３を加速する。つまり、試験環境に応じて、蓄圧容器９内の圧力や、真空チャンバ１４内及びバルブ１１までの発射管４内の真空度などを適宜調整することにより、サボ３を所望の速度で加速することができる。

図３に示すように、発射管４内で加速されたサボ３は分離板６に衝突し、これと同時に飛翔体２は貫通孔１７を通過し、サボ３から飛翔体２が姿勢を維持したまま分離される。また、サボ３が分離板６に衝突したとき、サボ本体１８の中心部は慣性力により貫通孔１７を通過しようとする。

この際、サボ本体１８は軌道変更用破断溝２１の底部２７から破断され、軌道軸Ｘから逸れる方向（即ち、径方向外方）の速度Ｖを持った複数の破片２０に分断される。そして、分断された複数の破片２０は、その各軌道を飛翔体２の軌道軸Ｘと違えながら飛翔体２に遅れて貫通孔１７を通過する。

このとき、複数の破片２０が貫通孔１７を通過するためには、複数の破片２０となったサボ本体１８の外径が貫通孔１７の内径よりも小さくなる必要がある。そのためには、軌道変更用破断溝２１は、少なくとも３つ以上の溝部２４からなると良い。これにより、サボ３が分離板６に衝突したときに、複数の破片２０となったサボ本体１８の全周に亘ってその外径が縮小されるため、複数の破片２０は貫通孔１７を通過することができる。

一方、溝部２４の数が２つ以下であると、複数の破片２０となったサボ本体１８の全周に亘ってその外径が縮小されず、複数の破片２０は貫通孔１７を通過することができない虞がある。この場合、複数の破片２０の一部が飛翔体２と同一の軌道軸Ｘで射出されて標的に衝突してしまう虞がある。

より具体的に説明すると、図４（ａ），（ｂ）に示すように、軌道変更用破断溝２１が３つ（又はそれ以上）の溝部２４からなる場合には、サボ３が分離板６に衝突したときに、各溝部２４が押し潰されるように変形し、サボ本体１８の外径が衝突前に比べてその全周に亘って縮小され、複数の破片２０は貫通孔１７を通過することができる。

しかし、図４（ｃ），（ｄ）に示すように、１つ（又は２つ）の溝部２４しかない場合には、サボ３が分離板６に衝突したときに、各溝部２４が押し潰されるように変形しても、サボ本体１８の外径が全周に亘って縮小されることはなく、複数の破片２０は貫通孔１７を通過することができない可能性が高い。

このような理由から、本実施の形態では、軌道変更用破断溝２１を４本の溝部２４で構成した。

また、軌道変更用破断溝２１は、その底部２７が可能な限り薄く形成されることが好ましい。これにより、サボ３が分離板６に衝突したときに、サボ本体１８が複数の破片２０に破断されやすくなる。つまり、底部２７の厚さをできる限り薄くすることで、複数の破片２０間を連結する底部２７の断面積を小さくして底部２７の剛性を低下させることができ、サボ本体１８をより確実に複数の破片２０に計画的に破断させることができる。

更に、軌道変更用破断溝２１は、その幅（各溝部２４の幅）が可能な限り小さくされることが好ましい。これは、軌道変更用破断溝２１の幅が大きくなればなるほど、軌道軸Ｘから逸れる方向の速度Ｖの発生が遅れ、複数の破片２０の各軌道と飛翔体２の軌道との差が小さくなり、射出試験への影響が少なからず生じる虞があるためである。

さて、再び図３を参照し、貫通孔１７を通過した複数の破片２０は、その後、破片停止板２５に衝突して停止される。一方、飛翔体２は、破片停止板２５の貫通孔２６を通過し、真空チャンバ１４内に予め収容しておいた標的５に衝突する。その衝突後の標的５及びレーザや高速度カメラなどの各種機器から得られた情報を元に標的５の耐衝撃性能などを評価する。

繰り返し試験を行う場合には、破片停止板２５で停止されて真空チャンバ１４内に残留した複数の破片２０を除去し、再び発射管４と加速エネルギ供給系８とを分離させ、発射管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３に飛翔体２を保持した新たなサボ３を収容した後、試験を行う。

このように、本実施の形態によれば、サボ３が分離板６に衝突したときのエネルギを利用してサボ本体１８を複数の破片２０に破断させると共に、複数の破片２０に飛翔体２の軌道軸Ｘから逸れる方向の速度Ｖを持たせることができるため、空気抵抗のない真空チャンバ１４内で射出試験を行う場合であっても、サボ３から飛翔体２を分離することができる。

また、本実施の形態では、飛翔体２とサボ３とを分離板６によって分離するため、サボ３及び飛翔体２を回転させながら射出する必要がなく、サボ３から飛翔体２が姿勢を維持したまま分離される。その結果、再現性の良い射出試験を行える。

なお、本発明は前述した実施の形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更が可能である。

例えば、前述した実施の形態では、複数の破片２０を停止させるために破片停止板２５を設けたが、標的５と分離板６との距離が長く確保できるのであれば、破片停止板２５を設けなくとも良い。複数の破片２０が標的５側へ飛翔したとしても、標的５と分離板６との距離が長ければ、複数の破片２０が標的５から大きく逸れた位置に着弾されるため、射出試験へ及ぼす影響は少ないからである。

１ 射出試験装置
２ 飛翔体
３ サボ
４ 発射管
５ 標的
６ 分離板
７ サポート柱
８ 加速エネルギ供給系
９ 蓄圧容器
１０ ガスボンベ
１１ バルブ
１２ フランジ部
１３ 飛翔体設置部
１４ 真空チャンバ
１５ 窓
１６ シールフランジ
１７ 分離板の貫通孔
１８ サボ本体
１９ サボ本体の射出方向後端面
２０ 破片
２１ 軌道変更用破断溝
２２ サボ本体の射出方向先端面
２３ 飛翔体保持部
２４ 溝部
２５ 破片停止板
２６ 破片停止板の貫通孔
２７ 軌道変更用破断溝の底部
Ｘ 飛翔体の軌道軸
Ｖ 飛翔体の軌道軸から逸れる方向の速度

Claims (4)

1. 射出された飛翔体の姿勢を保持しつつ分離板を通して前記飛翔体を標的に衝突させ、且つ、前記分離板で前記飛翔体と分離されるサボにおいて、
   サボ本体の射出方向後端面に、前記分離板に衝突したときに前記サボ本体を複数の破片に破断させると共に前記複数の破片の各軌道を前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝を有することを特徴とするサボ。
2. 前記軌道変更用破断溝は、少なくとも３つ以上の溝部からなる請求項１に記載のサボ。
3. 飛翔体を保持したサボを射出方向後端に収容し、前記サボを圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して射出するための発射管と、前記発射管の射出方向先端側に設けられ、前記発射管から射出された前記飛翔体を衝突させる標的と、前記飛翔体と前記サボとを分離して前記飛翔体を前記標的に衝突させるための分離板とを備えた射出試験装置において、
   前記サボは、サボ本体の射出方向後端面に、前記分離板に衝突したときに前記サボ本体を複数の破片に破断させると共に前記複数の破片の各軌道を前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更させるための放射状の軌道変更用破断溝を有することを特徴とする射出試験装置。
4. 前記飛翔体の軌道軸から径方向外方に軌道変更された前記複数の破片を停止させる破片停止板を備える請求項３に記載の射出試験装置。