JPH0784999B2 - 飛翔体の安定翼折畳み展開構造 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空機に搭載され飛行
中の航空機から発射される飛翔体の飛行姿勢を安定させ
るための安定翼を折り畳むと共に展開固定する安定翼折
畳み展開構造に関し、特に安定翼の折り畳み及び展開の
機構を簡単かつ小形化できると共に展開した安定翼の固
定を強固にして飛翔体の発射姿勢の自由度を高めること
ができる飛翔体の安定翼折畳み展開構造に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機に搭載され飛行中の航空機から発
射される飛翔体の飛行姿勢を安定させるためには、一般
に該飛翔体の胴体後部に複数枚の安定翼が取り付けられ
る。この安定翼の取り付けは、胴体後部に放射状に突出
して固定する形式と、飛翔体が航空機に搭載されている
間は胴体内部または胴体外周面に沿わせて収納または折
り畳んでおき、航空機から発射された後には胴体外周面
から放射状に展開する形式とがある。

【０００３】安定翼を胴体後部に固定する形式のもの
は、その安定翼が常時胴体から放射状に突出しているの
で、飛翔体を航空機の内部に搭載する場合には、広い格
納スペースが必要となり、搭載効率が低下する。

【０００４】これに対し、安定翼を胴体に対して折り畳
み及び展開する形式のものは、その安定翼を折り畳むこ
とができるので、航空機側の格納スペースを小さくする
ことができる。従って、主として飛翔体を航空機の内部
に搭載して目的地まで移動する場合に適用される。そし
て、このような飛翔体の従来の安定翼折畳み展開構造
は、特公昭63-64720号公報に記載されているように、胴
体の内部に安定翼を折り畳んで収納する室または空所を
複数個設けると共に、この空所内に入れ子式構造の前側
支柱と後側支柱とを有し両者間に翼の生地覆いを張った
折り畳み展開可能の安定翼を折り畳み状態で収納してお
き、胴体の外周面に中心軸と平行に伸びる複数個の溝孔
を形成し、この溝孔から安定翼を外向きに放射状に伸び
出させるようになっていた。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかし、上記特公昭63
-64720号公報に記載された安定翼折畳み展開構造におい
ては、飛翔体の胴体内部に安定翼を折り畳んで収納する
と共に、その安定翼の折り畳み展開機構を装備しなけれ
ばならないので、上記胴体内のスペースが安定翼及びそ
の折り畳み展開機構によってとられ、他の装備品等を積
み込むスペースが少なくなることがあった。また、この
ような安定翼折畳み展開構造は、通常、安定翼の展開動
作とその展開状態での保持固定とが別々の機構で構成さ
れるので、部品点数が多くなり構造が複雑となると共
に、大形化するものであった。これらのことから、折畳
み展開形式の安定翼は、ミサイルまたは爆弾等の比較的
大形の飛翔体にしか適用できないものであった。

【０００６】さらに、上記の折畳み展開形式の安定翼で
は、一般に、展開状態での構造強度を十分に高めること
が困難であるので、飛行中の航空機から飛翔体を発射す
る方向は、上記安定翼に加わる空気力を軽減するために
気流に対する迎え角を小さくできる方向、すなわち航空
機の飛行方向に平行な方向としなければならなかった。
従って、例えば航空機の飛行方向に対して直角方向に発
射するというような飛翔体の発射姿勢はとれず、その自
由度が制限されるものであった。また、上記のように飛
翔体を航空機の飛行方向に平行な方向に発射する場合
は、航空機の内部に上下に積層して搭載された飛翔体を
順次発射位置へ送り出す搬送機構が必要となり、発射装
置が複雑化すると共に大形化するものであった。従っ
て、上記発射装置によってスペースがとられ、航空機の
搭載効率が低下するものであった。

【０００７】そこで、本発明は、このような問題点を解
決し、安定翼の折り畳み及び展開の機構を簡単かつ小形
化できると共に展開した安定翼の固定を強固にして飛翔
体の発射姿勢の自由度を高めることができる飛翔体の安
定翼折畳み展開構造を提供することを目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明による飛翔体の安定翼折畳み展開構造は、飛
翔体の胴体後部に取り付けられる複数枚の安定翼を胴体
後部の外周面にて胴体中心軸に平行なヒンジ軸を有する
ヒンジ結合とし、その胴体側ヒンジ及び安定翼側ヒンジ
の互いに接する端面形状をヒンジ回転面に対し所定角度
で傾斜する斜面状に形成すると共に、上記安定翼側ヒン
ジを胴体側ヒンジに向けて常時付勢するスプリングを設
けて成り、飛翔体が航空機に搭載されている間は上記安
定翼を折り畳んでおき、航空機から発射された後には胴
体外周面から放射状に展開し固定するようにしたもので
ある。

【０００９】また、上記安定翼のヒンジ結合における安
定翼側ヒンジの一端部には、安定翼が展開した状態でそ
のヒンジが胴体側ヒンジから離反しないように保持する
固定用ストッパを設けると効果的である。

【００１０】

【作用】このように構成された飛翔体の安定翼折畳み展
開構造は、飛翔体の胴体後部の外周面に取り付けられた
複数枚の安定翼を、胴体中心軸に平行なヒンジ軸を有す
るヒンジ結合により折り畳んだ状態で、該飛翔体を航空
機の内部に搭載しておき、その航空機から上記飛翔体を
発射することにより、安定翼のヒンジ結合における胴体
側ヒンジ及び安定翼側ヒンジの互いに接する斜面状の端
面形状と、上記安定翼側ヒンジを胴体側ヒンジに向けて
常時付勢するスプリングの付勢力とで、上記安定翼がそ
のヒンジ結合のヒンジ軸の回りに回転すると共に上記両
ヒンジの端面が当接して、安定翼が自動的に胴体外周面
から放射状に展開し且つその位置で固定されるように動
作する。

【００１１】

【実施例】以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて
詳細に説明する。図１は本発明による飛翔体の安定翼折
畳み展開構造の実施例を示す一部分解した斜視図であ
る。この飛翔体は、航空機に搭載され飛行中の航空機か
ら発射されるミサイルまたは爆弾、あるいは対電子（Ｅ
ＣＭ）用の小形飛行体であり、その安定翼折り畳み展開
構造は、上記飛翔体の飛行姿勢を安定させるための安定
翼を折り畳むと共に展開するもので、図１に示すよう
に、飛翔体１の円筒状の胴体３の後部に複数枚、例えば
４枚の安定翼４，４，…が放射状に取り付けられてい
る。そして、上記安定翼４，４，…は、飛翔体１が航空
機（図示省略）に搭載されている間は折り畳んでおき、
航空機から発射された後には胴体３の外周面から放射状
に展開するようになっている。その具体的な取付構造
は、図１及び図２に示すように、胴体３の後部の外周
面、例えば角筒状に形成された各頂点部に胴体中心軸５
に平行なヒンジ軸６，６，…を有するヒンジ結合とさ
れ、そのヒンジ軸６で結合される前後二箇所の胴体側ヒ
ンジ７及び安定翼側ヒンジ８の互いに接する端面形状は
ヒンジ回転面（図２において紙面に直交する面）に対し
例えば45度の角度で傾斜する斜面状に形成されると共
に、上記ヒンジ軸６と同軸上にて前部の胴体側ヒンジ７
と後部の安定翼側ヒンジ８との間に配置され上記安定翼
側ヒンジ８を胴体側ヒンジ７に向けて常時付勢する例え
ば圧縮スプリング９を設けて取り付けられている。

【００１２】ここで、上記胴体側ヒンジ７の端面形状
と、安定翼側ヒンジ８の端面形状とは、互いに接する状
態で斜面状に形成されているので、図３に示すように、
ヒンジ軸６を中心として安定翼側ヒンジ８を例えば90度
あるいはそれ以上の角度で回動（実際には約143度回
動）することにより、胴体側ヒンジ７の端面形状の斜面
をあたかもネジのリードとして、このリードとの接触に
より上記安定翼側ヒンジ８は前後に移動することとな
る。すなわち、図３(ｂ)のように胴体側ヒンジ７に安定
翼側ヒンジ８が接した状態から約143度回動すると、同
図(ａ)に示すように安定翼側ヒンジ８は矢印Ａ方向へ前
進し、この状態から上記と逆方向に143度回動すると、
同図(ｂ)に示すように上記安定翼側ヒンジ８は矢印Ｂ方
向へ後退する。このとき、図２に示すように、前部の胴
体側ヒンジ７と後部の安定翼側ヒンジ８との間には圧縮
スプリング９が介装されているので、図３(ａ)のように
安定翼４を折り畳んで安定翼側ヒンジ８が143度回動し
た状態では、上記圧縮スプリング９は圧縮されて矢印Ｃ
方向に常時付勢力が働き、胴体側ヒンジ７の斜面による
「リード角の大きなネジ」の原理によって安定翼４の展
開トルクを得ることができる。そして、上記安定翼４の
折り畳み状態を解除すると、上記圧縮スプリング９の矢
印Ｃ方向の付勢力による展開トルクにより、図３(ｂ)に
示すように安定翼側ヒンジ８が矢印Ｂ方向に後退しつつ
安定翼４は自動的に展開し、約143度回動して上記安定
翼側ヒンジ８が胴体側ヒンジ７の斜面に全面的に当接す
ることにより、展開動作が停止する。さらに、上記圧縮
スプリング９が安定翼側ヒンジ８を胴体側ヒンジ７の斜
面に押し付けることにより、上記展開した安定翼４が固
定される。

【００１３】このとき、安定翼４は、図４及び図５に示
すように、胴体３の外周面から放射状に（例えば十字形
に）展開して固定される。なお、この展開した状態の安
定翼４の固定を確実強固にするため、図２に示すよう
に、安定翼４のヒンジ結合における安定翼側ヒンジ８の
前端部に、そのヒンジ８が胴体側ヒンジ７から離反しな
いように保持する固定用ストッパ１０を設けてもよい。
この固定用ストッパ１０は、胴体３の外周面にネジ１
０′等で取り付けられた板バネからなり、図３(ａ)に示
すように、安定翼４を折り畳んで安定翼側ヒンジ８が矢
印Ａ方向に前進した状態では、胴体３の外周面に沿って
前部の安定翼側ヒンジ８の下面のすき間に入っており、
図３(ｂ)に示すように、安定翼４が展開して安定翼側ヒ
ンジ８が矢印Ｂ方向に後退した状態で、図２に示すよう
に前部の安定翼側ヒンジ８の下面から起き上がってその
ヒンジ８の前端部に係止するようになっている。これに
より、安定翼側ヒンジ８は、胴体側ヒンジ７と固定用ス
トッパ１０とにより前後を挟まれて回動することができ
ず、安定翼４の展開状態での固定が強固となる。

【００１４】なお、このように構成された安定翼折畳み
展開構造は、上記安定翼４が折り畳まれた状態において
は、圧縮スプリング９により常時展開方向に付勢力が働
いているので、上記飛翔体１を航空機に搭載している間
は、その安定翼４を折り畳み状態に保持するため、図６
に示すように、カートリッジ１１内に収納しておく。こ
のカートリッジ１１は、上記のように安定翼４，４，…
が折り畳み及び展開可能とされた飛翔体１を、その安定
翼４をヒンジ結合により折り畳んだ状態で内部に収納す
ると共に発射するもので、図６に示すように、上記飛翔
体１を内部に収納しうる角形の筒状に形成されている。
その内径は、図１に示す円筒状の胴体３の外径よりやや
大とされており、胴体３の後部にて角筒状に形成された
各頂点部に設けたヒンジ軸６を筒状内の四隅部に位置さ
せて、上記飛翔体１を収納するようになっている。そし
て、上記カートリッジ１１の後端部には、火薬室１２が
設けられると共に、その前方にはスペーサ１３を介して
ピストン１４が嵌合されている。さらに、カートリッジ
１１の先端には、キャップ１５が取り付けられる。この
キャップ１５は、図６に示すように、カートリッジ１１
内に飛翔体１を収納した状態でその飛翔体１が脱抜しな
いように蓋をするもので、図７に示すように、両側面に
は１本ずつの例えば合成樹脂から成るシヤーピン１６が
カートリッジ１１の筒板１７から打ち込まれて仮止めさ
れるようになっている。

【００１５】次に、このように構成された飛翔体の安定
翼折畳み展開構造の動作について説明する。まず、図６
において、カートリッジ１１の先端のキャップ１５は取
り外されており、このカートリッジ１１の内部に飛翔体
１を収納する。このとき、飛翔体１の胴体３後部の安定
翼４，４，…は、図１に鎖線で示すように、ヒンジ軸６
を中心として所定方向へ約143度回動し、角形に形成さ
れた胴体外周面に沿わせて折り畳む。この安定翼４，
４，…を折り畳んだ状態で、飛翔体１をその胴体後部側
からカートリッジ１１の内部へ挿入する。そして、図６
に示すように、上記カートリッジ１１の先端にキャップ
１５を嵌合し、図７に示すように、カートリッジ１１の
筒板１７からシヤーピン１６を打ち込んで上記キャップ
１５を仮止めする。これにより、上記飛翔体１はカート
リッジ１１の内部に収納される。同様にして、必要数の
飛翔体１をそれぞれカートリッジ１１の内部へ収納す
る。

【００１６】次に、このように飛翔体１を収納したカー
トリッジ１１を航空機の内部、例えば胴体底部の適宜の
箇所に必要個数だけ水平または垂直方向に搭載する。こ
の状態で航空機は飛行し、その飛行中に上記飛翔体１を
発射する場合は、機内からの所定の操作により、図６に
示すカートリッジ１１の後端部の火薬室１２に充てんさ
れた火薬に電気信管等で点火する。すると、上記火薬が
燃焼して膨張ガスが発生し、ピストン１４の手前側のス
ペーサ１３で囲まれた空間１８の圧力が高くなる。この
高圧力により、上記ピストン１４は図６において左方向
へ押し出され、このピストン１４の動きにより飛翔体１
の後端部が押され、該飛翔体１はカートリッジ１１の内
部を左方向へ押し出されて行く。このとき、上記カート
リッジ１１の先端に取り付けられたキャップ１５は、上
記飛翔体１のノーズで押されて仮止め用のシヤーピン１
６が切断され、カートリッジ１１の先端から脱落する。
この状態で、上記空間１８の膨張ガスの圧力により、飛
翔体１はカートリッジ１１の内部を左方向へ押し出さ
れ、該カートリッジ１１から外部へ発射される。

【００１７】そして、上記飛翔体１がカートリッジ１１
の先端から外部へ打ち出されると、ヒンジ軸６の回りに
折り畳んであった安定翼４，４，…に対する筒板１７に
よる拘束が解除される。このとき、図３(ａ)に示す圧縮
スプリング９による矢印Ｃ方向の付勢力により安定翼側
ヒンジ８が押され、胴体側ヒンジ７の斜面による「リー
ド角の大きなネジ」の原理によって安定翼４の展開トル
クが発生し、図３(ｂ)に示すように安定翼側ヒンジ８が
矢印Ｂ方向に後退しつつ、図４及び図５に示すように、
４枚の安定翼４はそれぞれ矢印方向に自動的に展開す
る。その後、上記安定翼側ヒンジ８が約143度回動し
て、図３(ｂ)に示すように胴体側ヒンジ７の斜面に全面
的に当接することにより展開動作が停止し、さらに上記
圧縮スプリング９が安定翼側ヒンジ８を胴体側ヒンジ７
の斜面に押し付けることにより、上記安定翼４が展開状
態に固定される。このような状態で、上記飛翔体１は予
め設定された目的動作に従って飛行する。なお、上記安
定翼４が展開し始めてから固定されるまでの間は、該安
定翼４に横風等の空気力が作用してもその安定翼４が風
下側へなびくことによりその力を逃すことができ、ヒン
ジ結合部分に過大な荷重はかからない。

【００１８】なお、図４及び図６に示すように、飛翔体
１の胴体３の前半部外周面には、上記胴体３の長手方向
に沿う多数の突条１９，１９，…が略等間隔で形成され
ているが、これはその胴体３の長手方向に沿って気流が
流れるようにするためである。

【００１９】また、図１及び図５においては、胴体３の
後部を角筒状に形成すると共に４枚の安定翼４を取り付
けたものとして示したが、本発明はこれに限らず、胴体
３の後部は断面多角形または円形のいずれでもよく、安
定翼４の枚数は２枚以上いずれの枚数としてもよい。ま
た、圧縮スプリング９の強度は、安定翼４の折り畳み及
び展開動作並びに展開時の固定強度を勘案して、適宜に
決定すればよい。

【００２０】

【発明の効果】本発明は以上のように構成されたので、
飛翔体１の胴体３後部の外周面に取り付けられた複数枚
の安定翼４を、胴体中心軸５に平行なヒンジ軸６を有す
るヒンジ結合により折り畳んだ状態で、該飛翔体１を航
空機の内部に搭載しておき、その航空機から上記飛翔体
１を発射するだけで、安定翼４のヒンジ結合における胴
体側ヒンジ７及び安定翼側ヒンジ８の互いに接する斜面
状の端面形状と、上記安定翼側ヒンジ８を胴体側ヒンジ
７に向けて常時付勢するスプリング(９)の付勢力とで、
上記安定翼４がそのヒンジ結合のヒンジ軸６の回りに回
転すると共に上記両ヒンジの端面が当接して、安定翼４
を自動的に胴体外周面から放射状に展開し且つその位置
で固定することができる。

【００２１】従って、従来のように飛翔体自体の胴体内
部に安定翼を折り畳んで収納したり、その折り畳み展開
機構を装備することを要さず、飛翔体１の胴体３内のス
ペースを有効に利用することができる。また、上記安定
翼４の展開及び固定の構造は、同一の機構で実現される
ので、部品点数が少なくその折り畳み及び展開の機構を
簡単かつ小形化することができる。従って、折畳み展開
形式の安定翼を、小形の飛翔体にも適用させることがで
きる。

【００２２】さらに、展開状態の安定翼４は、胴体側ヒ
ンジ７及び安定翼側ヒンジ８の斜面状の端面形状とスプ
リング(９)の付勢力とで強固に固定されるので、飛行中
の航空機から発射する飛翔体１の姿勢の自由度を高める
ことができる。例えば、航空機の飛行方向に対して直角
に鉛直下方に発射することもできる。この場合は、上記
飛翔体１を航空機に搭載するのに、単純に鉛直下向きに
並べるだけでよく、発射装置を簡単とすることができる
と共に、航空機の内部スペースを有効に利用してその搭
載効率を向上することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明による飛翔体の安定翼折畳み展開構造
の実施例を示す一部分解した斜視図、

【図２】 飛翔体に対する安定翼の取付構造を示す一部
断面説明図、

【図３】 安定翼のヒンジ結合の状態を示す要部拡大説
明図、

【図４】 図２における飛翔体をノーズ側から見た正面
図、

【図５】 図２のＶ−Ｖ線断面図、

【図６】 飛翔体をカートリッジの内部に収納した状態
を示す一部断面説明図、

【図７】 図６のVII−VII線断面図。

【符号の説明】 １…飛翔体、 ３…胴体、 ４…安定翼、 ５…胴体中
心軸、 ６…ヒンジ軸、 ７…胴体側ヒンジ、 ８…安
定翼側ヒンジ、 ９…圧縮スプリング、 １０…固定用
ストッパ、 １１…カートリッジ。

フロントページの続き (72)発明者 古 井 宏 信 神奈川県川崎市中原区上小田中1015番地 富士通株式会社内 (72)発明者 佐 藤 敏 夫 神奈川県横浜市金沢区昭和町3175番地 日 本飛行機株式会社内 (72)発明者 大 塚 幸 雄 神奈川県横浜市金沢区昭和町3175番地 日 本飛行機株式会社内

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛翔体の胴体後部に取り付けられる複数
   枚の安定翼を胴体後部の外周面にて胴体中心軸に平行な
   ヒンジ軸を有するヒンジ結合とし、その胴体側ヒンジ及
   び安定翼側ヒンジの互いに接する端面形状をヒンジ回転
   面に対し所定角度で傾斜する斜面状に形成すると共に、
   上記安定翼側ヒンジを胴体側ヒンジに向けて常時付勢す
   るスプリングを設けて成り、飛翔体が航空機に搭載され
   ている間は上記安定翼を折り畳んでおき、航空機から発
   射された後には胴体外周面から放射状に展開し固定する
   ようにしたことを特徴とする飛翔体の安定翼折畳み展開
   構造。
2. 【請求項２】 上記安定翼のヒンジ結合における安定翼
   側ヒンジの一端部には、安定翼が展開した状態でそのヒ
   ンジが胴体側ヒンジから離反しないように保持する固定
   用ストッパを設けたことを特徴とする請求項１記載の飛
   翔体の安定翼折畳み展開構造。