JP6103532B2 - 飛翔体発射装置 - Google Patents

Description

本発明は、飛翔体を発射させる飛翔体発射装置に関する。

飛翔体の射程は、飛翔体の形状や搭載した推進薬の量、組成、及びグレイン形状等により決定される。そのため、飛翔体の射程は、製造時の設計に依存して決定されることになる。
なお、ここでいう「射程」とは、弾道の原点（以下、単に原点）と落点に至る水平直線距離であり、「弾道の原点」とは、発射瞬時の弾丸の重心位置であり、「落点」とは、原点を含む水平面と弾道との交点である。

そのため、例えば発射目標の位置が、製造時に想定していた目標位置よりも近い位置である場合（飛翔体の射程が短い場合）、使用できる飛翔体が制限される場合があった。

この問題に対し、飛翔体の射程を製造時に想定されていた射程よりも短くする方法として、例えば以下に示す特許文献１に開示されている。

この特許文献１に記載された固体ロケットモータの推力中断装置では、ロケット弾の飛翔中において、推進薬を燃焼させることにより生じる火炎をロケット弾の推進方向に対して逆噴射させることによって、ロケットモータの推力を中断させるというものである。

また、ロケット弾の射程を製造時に想定されていた射程よりも短くするために、例えば、ロケット弾の先端にリング状からなるドラッグリング等を取り付けてロケット弾が飛翔中に受ける空気抵抗を増大させ、これによってロケット弾の射程を短くするという構造が既に知られている。

特許第２９０４４０９号公報、「固体ロケットモータの推力中断装置」

特許文献１の発明においては、ロケット弾内部に射程距離を調整することができる機構を予め設ける必要がある。また、上述のようなドラッグリング等を取り付ける場合においては、取り付け作業に時間と手間を要し、ロケット弾を発射機にセットした後にこのドラッグリング等を取り外すことが困難であった。
そのため、ロケット弾の発射直前における射程距離の変更について臨機応変な対応ができなくなるといった問題点があった。

そこで、本発明の目的は、容易に飛翔体の射程距離の変更を行うことができる飛翔体発射装置を提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明によれば、飛翔体を内部に格納しその先端開口から発射可能な中空筒状の飛翔体コンテナと、
発射時における前記飛翔体の移動により、前記飛翔体の先端部に自動取り付け可能な蓋部材と、
飛翔体コンテナの先端開口に前記蓋部材を開閉可能に取り付け、かつ着脱可能なヒンジと、を備える、ことを特徴とする飛翔体発射装置が提供される。

また、本発明の実施形態によれば、前記飛翔体の先端部は、その外面において嵌合穴を有しており、
前記蓋部材は、前記嵌合穴と嵌合する嵌合部材と、
前記嵌合部材が前記嵌合する方向と反対方向に移動したときに、前記嵌合部材を前記嵌合する方向に付勢する付勢部材と、を有し、
該嵌合部材は、発射時における前記飛翔体の移動により、前記飛翔体の先端部外面に沿って前記嵌合する方向と反対方向に移動させられることによって、前記嵌合穴と嵌合して蓋部材を飛翔体の先端部に自動取り付けする。

また、本発明の実施形態によれば、前記嵌合穴は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向内方に延びており、
前記嵌合部材は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向外方に移動した際に、前記付勢部材によって前記径方向内方に付勢される。

また、本発明の実施形態によれば、前記嵌合穴は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向内方から前記飛翔体の進行方向後方に傾いた方向に延びており、
前記嵌合部材は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向外方から前記飛翔体の進行方向に傾いた方向に移動した際に、前記付勢部材によって前記半径方向内方から前記進行方向後方に傾いた方向に付勢される。

また、本発明の実施形態によれば、前記飛翔体の先端部は、その外面において、前記飛翔体の進行方向後方に延びる嵌合穴を有しており、
前記蓋部材は、前記嵌合穴と嵌合し、前記飛翔体の進行方向後方に延びる嵌合部材を有しており、
該嵌合部材は、発射時における前記飛翔体の移動により、前記嵌合穴と嵌合して蓋部材を飛翔体の先端部に自動取り付けする。

また、本発明の実施形態によれば、前記嵌合穴は、前記飛翔体の先端部の外面において、前記飛翔体の機軸周りの周方向に延びる嵌合溝である。

また、本発明の実施形態によれば、前記ヒンジは、前記蓋部材を飛翔体コンテナから分離するための火工品を有する。

上述した本発明によると、飛翔体を内部に格納しその先端開口から発射可能な中空筒状の飛翔体コンテナと、発射時における飛翔体の移動により、飛翔体の先端部に自動取り付け可能な蓋部材と、飛翔体コンテナの先端開口に蓋部材を開閉可能に取り付け、かつ着脱可能なヒンジと、を備えることによって、飛翔体コンテナに対する蓋部材の取り付け又は取外し及び飛翔体に対する蓋部材の取り付けを容易に行うことができる。よって、容易に飛翔体の射程距離の変更を行うことが可能になる。

本発明における飛翔体発射装置の構成図である。 本発明における飛翔体発射装置によって蓋部材を取り付けた場合における飛翔体発射時の説明図である。 本発明の第１実施形態における飛翔体と蓋部材とが連結する際の説明図である。 本発明の第２実施形態における飛翔体と蓋部材とが連結する際の説明図である。 本発明の第３実施形態における飛翔体と蓋部材とが連結する際の説明図である。 本発明における飛翔体発射装置によって蓋部材を取り付けない場合における飛翔体発射時の説明図である。

本発明の好ましい実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図１は、本発明における飛翔体発射装置の構成図である。
本発明の飛翔体発射装置１０は、飛翔体コンテナ２と、蓋部材３と、ヒンジ４と、を備えている。
なお、本発明における飛翔体１は、例えば、地上又は海上の配置された艦艇から発射されるロケット弾等を想定している。

飛翔体１は、目標地点に向けて空中を飛翔するものであり、例えば推進薬を燃焼させるロケットモータを有することによって推進力を発生させ、これによって飛翔を行うものである。このロケットモータは、例えば推進薬を内部に有するモータケースと、モータケースの飛翔方向後端に連通して設けられ、推進薬が発生するガスを飛翔方向後方に噴射するノズルとを有しているものであってよい。
また、目標物を破壊することを目的とするものである場合には、例えば目標物を破壊するための爆薬を備えているものであってもよい。さらに、自己位置を認識して制御を行うためにＧＰＳ受信機やジャイロセンサ等を搭載したものであってもよく、その情報に基づいて飛翔方向を変更可能にする複数の翼を本体の周方向外面に有する構成であってもよい。なお、翼を有する場合においては、飛翔体１の発射時において、発射の妨げにならないように、発射後にフレア状に展開する翼を用いることが好ましい。

また、飛翔体１は、その先端部の外面において、嵌合穴１ａを有している。飛翔体１は、これを有することによって後述する蓋部材３と嵌合することが可能になる。

飛翔体コンテナ２は、この例においては、飛翔体１を内部に格納し、その先端開口から発射可能であるものであり、飛翔体１の形状は筒状である場合には、例えば中空筒状からなるものを想定している。
この飛翔体コンテナ２は、飛翔体１の飛翔開始時において、飛翔体１のロケットモータに格納された推進薬を燃焼させて発射するものであってよい。この例において、飛翔体コンテナ２は底部を有しているが、これを有しないもの（飛翔体コンテナ２の内部が貫通しているもの）を用いるものであってよい。この場合、飛翔体コンテナ２の内部において、例えば複数のアーム（図示しない）を有しており、発射前の飛翔体１を支えて姿勢を維持することが可能な構成である必要がある。

蓋部材３は、図２（Ａ）に示すように、発射時における飛翔体コンテナ２の内部の飛翔体１の移動により、飛翔体１の先端部に自動取り付け可能なものである。
具体的に、この蓋部材３は、飛翔体１の先端部に設けられている嵌合穴１ａと嵌合する嵌合部材３ａを有しており、発射時における飛翔体１の移動により、この嵌合部材３ａは、嵌合穴１ａと嵌合して蓋部材３を飛翔体１の先端部に自動取り付けをする。
なお、この自動取り付けの詳細については後述する。

上記自動取り付け後、飛翔体１は、図２（Ｂ）に示すように、その先端部に蓋部材３を取り付けたまま飛翔を開始することになる。
本発明においては、この構成によって、飛翔体１が飛翔中に受ける空気抵抗の大きさを調整することが可能になる。そのため、飛翔体１の発射直前においても容易に飛翔体１の射程距離を短くすることが可能になる。
なお、蓋部材３と飛翔体コンテナ２とは、後述するヒンジ４によって開閉可能に取り付けられており、図２（Ｂ）に示すように、飛翔体１の発射前においてこのヒンジ４は取り外すことが可能なものを想定している。

また、図２の例においては、嵌合穴１ａと嵌合部材３ａとが２組設けられている場合を想定しているが、飛翔体１の飛翔時において嵌合が解除されてしまうこと（飛翔体１の飛翔が不安定になること）がなければ、嵌合穴１ａと嵌合部材３ａとは１組であっても、又は３組以上であってもよい。なお、嵌合穴１ａと嵌合部材３ａとを３組以上設ける場合は、嵌合状態の安定性を確保するため、それぞれの間隔が等しくなるように設けるものが好ましい。

図３は、本発明の第１実施形態における飛翔体１と蓋部材３とが連結する際の説明図である。
この実施形態においては、上述した嵌合穴１ａと嵌合部材３ａとに加えて、この嵌合部材３ａが嵌合する方向と反対方向に移動したときに、嵌合部材３ａを嵌合する方向に付勢する付勢部材３ｃと、を有しており、この嵌合部材３ａは、発射時における飛翔体１の移動により、飛翔体１の先端部外面に沿って嵌合する方向と反対方向に移動させられることによって、嵌合穴１ａと嵌合して蓋部材３を飛翔体１の先端部に自動取り付けする。
さらにこの実施形態においては、嵌合穴１ａは、飛翔体１の機軸を中心とする半径方向内方に延びており、嵌合部材３ａは、半径方向の外方に移動した際に、付勢部材３ｃによって半径方向内方に付勢されるものを想定している。

また、この図における蓋部材３は、筒部材３ｂと付勢部材３ｃとを備えており、筒部材３ｂは、その内部に嵌合部材３ａを収納することが可能である。さらに、筒部材３ｂの内部には、上述した付勢部材３ｃが設けられているものを想定している。以下にこの嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとの嵌合について説明する。

図３（Ａ）は、飛翔体１が、飛翔体コンテナ２内を移動し、その先端部が蓋部材３と嵌合する直前の図である。
この状態から飛翔体コンテナ２の先端開口に向けて飛翔体１がさらに移動した場合、図３（Ｂ）に示すように、嵌合部材３ａの先端部が飛翔体１の先端部に接触し、この飛翔体１の先端部に押される形で嵌合部材３ａが筒部材３ｂ内部に収納されていく。この場合、嵌合部材３ａの一端（筒部材３ｂ内部に収納がされている方の一端）が、筒部材３ｂの内部に設けられた付勢部材３ｃを圧縮することによって、嵌合部材３ａに対して筒部材３ｂの開口部方向に向けた付勢力を発生させることになる。
その後、図３（Ｃ）に示すように、図３（Ｂ）において付勢力が発生した方向に飛翔体１の嵌合穴１ａが位置したときに、この嵌合穴１ａに向けて付勢力が開放され、嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとの嵌合が完了する。これによって、蓋部材３と飛翔体１との取り付けも完了することになる。

なお、この例における付勢部材３ｃは、バネ等の弾性材を想定しており、これによって発生する付勢力は弾性力を想定しているが、例えば、嵌合部材３ａによって筒部材３ｂ内部の気体を圧縮させることによって付勢力を発生させるものや、筒部材３ｂに爆薬を設置しておき、嵌合部材３ａの一端がこれに接触したこと（又は外部から圧力をかけられたこと）を契機にこれを爆発させることによって、付勢力を発生させるものであってもよい。

図４は、本発明の第２実施形態における飛翔体１と蓋部材３とが連結する際の説明図である。
この例においては、図４（Ａ）に示すように、嵌合穴１ａは、飛翔体１の機軸を中心とする半径方向内方から飛翔体１の進行方向後方に傾いた方向に延びており、嵌合部材３ａは、半径方向の外方から飛翔体１の進行方向に傾いた方向に移動した際に、付勢部材３ｃによって半径方向内方から進行方向後方に傾いた方向に付勢される。
そのため、この例においては、嵌合部材３ａは、発射時における飛翔体１の移動により、飛翔体１の先端部外面に沿って半径方向の外方から飛翔体１の進行方向に傾いた方向に移動された後、付勢部材３ｃによって半径方向内方から飛翔体１の進行方向後方に傾いた方向に移動させられることにより、嵌合穴１ａと嵌合して蓋部材３を飛翔体１の先端部に自動取り付けするようになっている。

特に、この嵌合部材３ａは、図４（Ｂ）に示すように、飛翔体１と接触する際における嵌合穴１ａと垂直になるように取り付けられていることが好ましい。さらにこの例においては、第１実施形態における図３（Ｃ）の場合と同様に、図４（Ｃ）に示すように嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとの嵌合が完了することになる。
この構成によって、嵌合部材３ａと飛翔体１の先端部とが接触する際において、嵌合部材３ａに過大なせん断力を生じさせることを防止することが可能になり、嵌合部材３ａが破損することを防止することができるというメリットを有する。

なお、この例における飛翔体１の機軸を中心とする半径方向内方から飛翔体１の進行方向後方に傾いた方向とは、飛翔体１の機軸を中心とする半径方向内方から、飛翔体１の進行方向後方に０°以上９０°未満の角度傾いた方向をいう。

図５は、本発明の第３実施形態における飛翔体１と蓋部材３とが連結する際の説明図である。
この例においては、図５（Ａ）に示すように、嵌合穴１ａは、飛翔体１の進行方向後方に延びる形で設けられており、嵌合部材３ａは、嵌合穴１ａと嵌合し、飛翔体１の進行方向後方に延びるものである。

この構造によって、図５（Ｂ）に示すように、飛翔体１が移動するだけ嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとの嵌合が完了するように、嵌合部材３ａ及び嵌合穴１ａの位置が定められているため、筒部材３ｂや付勢部材３ｃを用いる必要がない。また、この例においては、第１実施形態及び第２実施形態よりも構成がより簡易であるため、メンテナンス等の手間をより軽減することが可能になるというメリットがある。
なお、この第３実施形態においては、飛翔体１の飛翔中に蓋部材３が飛翔体１から外れることをも防止するため、嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとの嵌合が完了した後にこれらを固定する機構を用いるものであってもよい。例えば、嵌合穴１ａの周囲に圧力発生装置（図示しない）を設けておき、嵌合後において嵌合穴１ａの径を小さくすることで嵌合部材３ａと嵌合穴１ａとを固定する構成であってよい。

ヒンジ４は、この例においては、図６（Ａ）に示すように、飛翔体コンテナ２の先端開口に蓋部材３を開閉可能に取り付け、かつ容易に着脱可能なであるものを想定している。
この構成によって、図１に示すように、飛翔体コンテナ２の先端開口に蓋部材３を容易に設置してから飛翔体１を発射させることが可能になる。また、飛翔体１に対する蓋部材３の取り付けが不要である場合には、図６（Ｂ）に示すように、一端飛翔体コンテナ２に蓋部材３を設置した後であっても、これを容易に解除することが可能になる。よって、飛翔体１の発射直前であるか否かにかかわらず、容易に飛翔体１の射程距離の変更を行うことが可能になる。

また、このヒンジ４は、飛翔体１の発射時において飛翔体１と接触することを防止するため、飛翔体１の発射前に手動又は遠隔操作によって取り外すことが可能であるものを想定している。

なお、このヒンジ４の着脱について、予めヒンジ４に火工品等を設置しておき、これを遠隔操作によって爆発させることによって取り外すことが可能なものであってよい。

この構成によって、飛翔体１の発射時においてヒンジ４と接触することを防止し、また、飛翔体１の発射によって蓋部材３が強引にヒンジ４から取り外されることによる飛翔体コンテナ２等の破損を防止することができるというメリットがある。

また、本発明における嵌合穴１ａは、飛翔体１の先端部の外面において飛翔体１の機軸周りの周方向に延びる嵌合溝１ａからなるものであってもよい。また、この嵌合溝１ａは、飛翔体１の機軸周りの周方向外面において一周する形で設けられたものであってもよい。
この構成によって、飛翔体１の発射時において飛翔体１が機軸周りに回転する場合であっても、設けられた嵌合溝１ａのいずれかの場所において嵌合部材３ａと嵌合すればよいため、蓋部材３と飛翔体１との取り付けにおける信頼性を高めることが可能になる。

上述した本発明によると、飛翔体１を内部に格納しその先端開口から発射可能な中空筒状の飛翔体コンテナ２と、発射時における飛翔体１の移動により、飛翔体１の先端部に自動取り付け可能な蓋部材３と、飛翔体コンテナ２の先端開口に蓋部材３を開閉可能に取り付け、かつ着脱可能なヒンジ４と、を備えることによって、飛翔体コンテナ２に対する蓋部材３の取り付け又は取外し及び飛翔体１に対する蓋部材３の取り付けを容易に行うことができる。よって、容易に飛翔体１の射程距離の変更を行うことが可能になる。

本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

１ 飛翔体、１ａ 嵌合穴（嵌合溝）、
２ 飛翔体コンテナ、３ 蓋部材、
３ａ 嵌合部材、３ｂ 筒部材、３ｃ 付勢部材、
４ ヒンジ、
１０ 飛翔体発射装置

Claims (7)

1. 飛翔体を内部に格納しその先端開口から発射可能な中空筒状の飛翔体コンテナと、
   発射時における前記飛翔体の移動により、前記飛翔体の先端部に自動取り付け可能な蓋部材と、
   飛翔体コンテナの先端開口に前記蓋部材を開閉可能に取り付け、かつ着脱可能なヒンジと、を備える、ことを特徴とする飛翔体発射装置。
2. 前記飛翔体の先端部は、その外面において嵌合穴を有しており、
   前記蓋部材は、前記嵌合穴と嵌合する嵌合部材と、
   前記嵌合部材が前記嵌合する方向と反対方向に移動したときに、前記嵌合部材を前記嵌合する方向に付勢する付勢部材と、を有し、
   該嵌合部材は、発射時における前記飛翔体の移動により、前記飛翔体の先端部外面に沿って前記嵌合する方向と反対方向に移動させられることによって、前記嵌合穴と嵌合して蓋部材を飛翔体の先端部に自動取り付けする、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体発射装置。
3. 前記嵌合穴は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向内方に延びており、
   前記嵌合部材は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向外方に移動した際に、前記付勢部材によって前記半径方向内方に付勢される、ことを特徴とする請求項２に記載の飛翔体発射装置。
4. 前記嵌合穴は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向内方から前記飛翔体の進行方向後方に傾いた方向に延びており、
   前記嵌合部材は、前記飛翔体の機軸を中心とする半径方向外方から前記飛翔体の進行方向に傾いた方向に移動した際に、前記付勢部材によって前記半径方向内方から前記進行方向後方に傾いた方向に付勢される、ことを特徴とする請求項２に記載の飛翔体発射装置。
5. 前記飛翔体の先端部は、その外面において、前記飛翔体の進行方向後方に延びる嵌合穴を有しており、
   前記蓋部材は、前記嵌合穴と嵌合し、前記飛翔体の進行方向後方に延びる嵌合部材を有しており、
   該嵌合部材は、発射時における前記飛翔体の移動により、前記嵌合穴と嵌合して蓋部材を飛翔体の先端部に自動取り付けする、ことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体発射装置。
6. 前記嵌合穴は、前記飛翔体の先端部の外面において、前記飛翔体の機軸周りの周方向に延びる嵌合溝である、ことを特徴とする請求項２乃至は５のいずれか一項に記載の飛翔体発射装置。
7. 前記ヒンジは、前記蓋部材を飛翔体コンテナから分離するための火工品を有する、ことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか一項に記載の飛翔体発射装置。

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