JPH02143097A - 誘導飛翔体 - Google Patents
誘導飛翔体Info
- Publication number
- JPH02143097A JPH02143097A JP29614088A JP29614088A JPH02143097A JP H02143097 A JPH02143097 A JP H02143097A JP 29614088 A JP29614088 A JP 29614088A JP 29614088 A JP29614088 A JP 29614088A JP H02143097 A JPH02143097 A JP H02143097A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- deployable
- disk
- stabilizing
- deployable wing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は２機体の前半部所定位置に操舵翼をまた後半
部所定位置に安定翼を有する飛翔体の運動性能及び空力
安定性能の改良に関するものである。
部所定位置に安定翼を有する飛翔体の運動性能及び空力
安定性能の改良に関するものである。
一般に飛翔体は所定の運動性能と空力安定性能を得るた
めに、その前半部の所定位置に操舵翼をオた後半部の所
定位置に安定翼を有している。そして前記の操舵翼を飛
翔体用内に内蔵した操舵装置によって操舵することによ
り運動性能を、また前記安定翼によって空力的に安定し
た飛行性能を得ている。
めに、その前半部の所定位置に操舵翼をオた後半部の所
定位置に安定翼を有している。そして前記の操舵翼を飛
翔体用内に内蔵した操舵装置によって操舵することによ
り運動性能を、また前記安定翼によって空力的に安定し
た飛行性能を得ている。
従来の飛翔体の一例を第８図に示す。第８図において（
１）は誘導飛翔体の機体、（２）は操舵翼、（３）は安
定翼、（４）はアンテナ、（５）はアンテナ駆動機構。
１）は誘導飛翔体の機体、（２）は操舵翼、（３）は安
定翼、（４）はアンテナ、（５）はアンテナ駆動機構。
（６）は目標、■は誘導飛翔体の飛翔速度ベクトル。
Ｌけ飛翔方向に対して直角な力で、以下揚力と記述する
。θは基準軸で通常地面と誘導飛翔体の機軸Ａとのなす
角度で、以下姿勢角と記述する。αけ飛翔方向と誘導飛
翔体の機軸Ａとのなす角度で以下迎え角と記述する。σ
はアンテナ（４）とアンテナ駆動機構（５）から成る追
尾装置から見た目標（６）の方向と誘導飛翔体の機軸と
のなす角度で以下首振シ角と記述する。誘導飛翔体が巨
像（６）の動きに追従して飛用運動するためＫは飛翔方
向を変えるための揚力りが必要であるが揚力りに空気力
を用いるのが最も一般的な方法である。即ち、操舵翼〔
２）を動かして、操舵翼（２）Ｋ働く揚力を利用して機
体（１）の姿勢を変え迎え角αを生じさせて機体（１）
及び安定翼（３）に揚力を発生させて飛翔方向を変えて
いる。
。θは基準軸で通常地面と誘導飛翔体の機軸Ａとのなす
角度で、以下姿勢角と記述する。αけ飛翔方向と誘導飛
翔体の機軸Ａとのなす角度で以下迎え角と記述する。σ
はアンテナ（４）とアンテナ駆動機構（５）から成る追
尾装置から見た目標（６）の方向と誘導飛翔体の機軸と
のなす角度で以下首振シ角と記述する。誘導飛翔体が巨
像（６）の動きに追従して飛用運動するためＫは飛翔方
向を変えるための揚力りが必要であるが揚力りに空気力
を用いるのが最も一般的な方法である。即ち、操舵翼〔
２）を動かして、操舵翼（２）Ｋ働く揚力を利用して機
体（１）の姿勢を変え迎え角αを生じさせて機体（１）
及び安定翼（３）に揚力を発生させて飛翔方向を変えて
いる。
第８図に示した従来の飛翔体の例において、目標（６）
が高速で運動する場合、これに追従するためには大きな
揚力りが必要であるが、そのためには迎え角αを大きく
するか操舵Ｒ（２）及び安定Ｒ（３）を大きくする方法
がある。しかし迎え角αを大きくしていくと、揚力りは
増加してい（がとれには限界があシ、この限界を越える
とそれ以上に揚力は増加せず逆に減少してしまう。また
迎え角αを大きくし過ぎると首振シ角σが大きくなり、
アンテナ駆動機構（５）の首振シ角の限界を越えてし１
１／″１゜目標（６）を見失ってしまう恐れがある。一
方、操舵翼（２）及び安定Ｒ（３）を大きくシ過ぎると
、ランチャ、航空機等への搭載が困難、！：な見 また
増扱いも難しくなる。特に航空機搭載用の誘導飛翔体で
は、操舵翼（２）、安定翼（３）が太きいと、空気抵抗
が大きくなって、携行飛行時に母機である航空機の負担
が大きくなり、その飛行性能が低下するという問題点が
あった。以上よシ従来の誘導飛翔体の運動性能、空力安
定性能は翼面積から制限を受けていた。
が高速で運動する場合、これに追従するためには大きな
揚力りが必要であるが、そのためには迎え角αを大きく
するか操舵Ｒ（２）及び安定Ｒ（３）を大きくする方法
がある。しかし迎え角αを大きくしていくと、揚力りは
増加してい（がとれには限界があシ、この限界を越える
とそれ以上に揚力は増加せず逆に減少してしまう。また
迎え角αを大きくし過ぎると首振シ角σが大きくなり、
アンテナ駆動機構（５）の首振シ角の限界を越えてし１
１／″１゜目標（６）を見失ってしまう恐れがある。一
方、操舵翼（２）及び安定Ｒ（３）を大きくシ過ぎると
、ランチャ、航空機等への搭載が困難、！：な見 また
増扱いも難しくなる。特に航空機搭載用の誘導飛翔体で
は、操舵翼（２）、安定翼（３）が太きいと、空気抵抗
が大きくなって、携行飛行時に母機である航空機の負担
が大きくなり、その飛行性能が低下するという問題点が
あった。以上よシ従来の誘導飛翔体の運動性能、空力安
定性能は翼面積から制限を受けていた。
この発明はかかる課題を解決するためＫなされたもので
ランチャ−１航空機等への搭載時は、従来の安定翼に展
開翼を収納し２機体をコンパクトなままに保ち発射後、
展開ロック装置内に収納された延時薬の燃焼時間として
設定した所定の遅れ時間後に、つまり前記展開翼が母機
またはランチャ−に機械的に干渉しな−距離に到達して
から。
ランチャ−１航空機等への搭載時は、従来の安定翼に展
開翼を収納し２機体をコンパクトなままに保ち発射後、
展開ロック装置内に収納された延時薬の燃焼時間として
設定した所定の遅れ時間後に、つまり前記展開翼が母機
またはランチャ−に機械的に干渉しな−距離に到達して
から。
前記展開翼を展開させ、従来の誘導飛翔体に比べてよシ
大きな安定翼の翼面積を得て、大きな揚力。
大きな安定翼の翼面積を得て、大きな揚力。
高い運動性能、安定性能を得ることを目的とするもので
ある。
ある。
この発明による誘導飛翔体は安定翼の翼面積を増加させ
るための展開翼とこの展開翼を展開させるエネルギとし
て捩りトルクを蓄えておくうず巻ばねと展開翼を収納し
ておき２発射後所定の遅れ時間後妃展開翼を展開させる
ためのガスシリンダとディスクとから成る展開ロック装
置とを設けたものである。
るための展開翼とこの展開翼を展開させるエネルギとし
て捩りトルクを蓄えておくうず巻ばねと展開翼を収納し
ておき２発射後所定の遅れ時間後妃展開翼を展開させる
ためのガスシリンダとディスクとから成る展開ロック装
置とを設けたものである。
この発明においては、ランチャ−または航空機から発射
時ワイヤが展開ロック装置から引き抜かれ展開ロック装
置に収納された延時薬にて設定された所定の遅れ時間後
に展開ロック装置が解除されて、うず巻ばねに蓄えられ
ていた展開エネルギによって展開翼が展開する。
時ワイヤが展開ロック装置から引き抜かれ展開ロック装
置に収納された延時薬にて設定された所定の遅れ時間後
に展開ロック装置が解除されて、うず巻ばねに蓄えられ
ていた展開エネルギによって展開翼が展開する。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の一実施例
の全体構成図である。
の全体構成図である。
第１図は発射前の誘導飛翔体を示すもので機体ｆｌｌＶ
Ｃ内蔵された図示していない操舵装置と、操舵装置によ
り操舵される操舵翼（２）と機体（ＩＬｆＣ固定された
安定翼（３）を設は安定Ｒ（３）に展開翼（７）が機体
＋１）に設けられた展開ロック装置（８）によって収納
されている状態である。（９）はロック解除用のワイヤ
である。
Ｃ内蔵された図示していない操舵装置と、操舵装置によ
り操舵される操舵翼（２）と機体（ＩＬｆＣ固定された
安定翼（３）を設は安定Ｒ（３）に展開翼（７）が機体
＋１）に設けられた展開ロック装置（８）によって収納
されている状態である。（９）はロック解除用のワイヤ
である。
第２図は発射後の誘導飛翔体を示すもので４発射時にワ
イヤ（９）が展開ロック装置（８）から引き抜かれ、ロ
ック解除されて、展開後（７）が展開され翼面積が増大
している。
イヤ（９）が展開ロック装置（８）から引き抜かれ、ロ
ック解除されて、展開後（７）が展開され翼面積が増大
している。
第３図は第１図、第２図の実施例に使用される機体（１
）及び安定翼（３）の内部構造を示すもので、その例と
して発射前の状態を示したものである。第３図において
、安定翼（３）の内部に収納きれた展開翼（力を設けこ
の展開翼（力内には展開翼（７）を展開させる捩りトル
クエネルギを蓄えておくうず巻ばねａ〔を設け、このう
ず巻ばねａＯｌけ一端が展開翼（７）に他端が巻＠ａυ
に固定されている。また１機体１】〕の内部には、第１
図の展開ロック装置（８）の構成品であるディスク０３
が機体ｆｌ＋に設けたハウジング０Ｊに軸受Ｉによって
回転自由に支持されておシ、一方展開翼（７）にはロン
２６フ０階が固定され、このロックビンａ９をディスク
α２により係止することによって、うず巻ばねＨに蓄え
られた捩ｐ）ルクにより展開しようとしている展開翼］
７）を収納状態に保つている。
）及び安定翼（３）の内部構造を示すもので、その例と
して発射前の状態を示したものである。第３図において
、安定翼（３）の内部に収納きれた展開翼（力を設けこ
の展開翼（力内には展開翼（７）を展開させる捩りトル
クエネルギを蓄えておくうず巻ばねａ〔を設け、このう
ず巻ばねａＯｌけ一端が展開翼（７）に他端が巻＠ａυ
に固定されている。また１機体１】〕の内部には、第１
図の展開ロック装置（８）の構成品であるディスク０３
が機体ｆｌ＋に設けたハウジング０Ｊに軸受Ｉによって
回転自由に支持されておシ、一方展開翼（７）にはロン
２６フ０階が固定され、このロックビンａ９をディスク
α２により係止することによって、うず巻ばねＨに蓄え
られた捩ｐ）ルクにより展開しようとしている展開翼］
７）を収納状態に保つている。
第４図は第３図のＡ−Ａ断面図であシ、うず巻ばね（Ｉ
Ｏの一端を固定している巻軸ａｔ＋が安定翼（３）Ｋ固
定されておシ、また。展開翼（７）は軸受（ｍＫより巻
軸Ｑｌ）に回転自由に支持されている。一方、ディスク
ａｚにはロックビン（１５＋との接触部にテーパ面０７
）を設け、さらに、ロックビンａ９との接触部から所定
の角度円周方向に離れた位置に略凹状溝Ｏａを設け、デ
ィスク０３がうず巻ばねαＱに蓄えられた捩りトルクの
分力により矢印ａ方向（て回転し、略凹状溝（ｌ＆がロ
ックビンａりの位置まで達した所でロックビンαりが略
凹状溝錦を通ってディスクＯ２より外れるように構成さ
れている。このディスクＯ２け飛翔体の発射前は第１図
の展開ロック装置（８）の構成品であるガスシリンダ錦
により回転ロックされておフ、展開翼（７）を収納状態
に保っている。
Ｏの一端を固定している巻軸ａｔ＋が安定翼（３）Ｋ固
定されておシ、また。展開翼（７）は軸受（ｍＫより巻
軸Ｑｌ）に回転自由に支持されている。一方、ディスク
ａｚにはロックビン（１５＋との接触部にテーパ面０７
）を設け、さらに、ロックビンａ９との接触部から所定
の角度円周方向に離れた位置に略凹状溝Ｏａを設け、デ
ィスク０３がうず巻ばねαＱに蓄えられた捩りトルクの
分力により矢印ａ方向（て回転し、略凹状溝（ｌ＆がロ
ックビンａりの位置まで達した所でロックビンαりが略
凹状溝錦を通ってディスクＯ２より外れるように構成さ
れている。このディスクＯ２け飛翔体の発射前は第１図
の展開ロック装置（８）の構成品であるガスシリンダ錦
により回転ロックされておフ、展開翼（７）を収納状態
に保っている。
第５図１−ｉ第３図のＢ−Ｂ断面図であり、ディスク０
２とロックビンａつとの間に作用する力の関係を示した
ものである。ディスク＋１３にけ角度ψのテーパ面（１
７＞を設けておシこのテーパ面Ｏｎにはロックビンα９
との接触部に第３図のうず巻ばね０αに蓄えられた捩り
トルク（・てよりテーパ面αＤに直角に作用する力Ｆ１
が働く。この力Ｆ１ の分力としてＦ２−Ｐｌ
ｓｉｎψがディスクｉ１３の円周方向に作用する。
２とロックビンａつとの間に作用する力の関係を示した
ものである。ディスク＋１３にけ角度ψのテーパ面（１
７＞を設けておシこのテーパ面Ｏｎにはロックビンα９
との接触部に第３図のうず巻ばね０αに蓄えられた捩り
トルク（・てよりテーパ面αＤに直角に作用する力Ｆ１
が働く。この力Ｆ１ の分力としてＦ２−Ｐｌ
ｓｉｎψがディスクｉ１３の円周方向に作用する。
方、接触部の摩擦係数をμとすると接触部にｊ士摩擦力
Ｆ３−μＦ１がテーパ面ａｎ Ｋ Ｇつて作用する。
Ｆ３−μＦ１がテーパ面ａｎ Ｋ Ｇつて作用する。
ここで、 Ｆ２がＦ３の円周方向成分Ｆ５ＣＯＳψ＝
μＦ１宴ψよりも大きければ、ディスクＩＪ２１が摩擦
に打ち勝って回転する。従って Ｆ２ ＝ Ｆｊ Ｓ石ψ〉μＦ１弼ψす々わち論ψ〉μ
となるようにテーパ面ａＤの角度ψを設定することによ
り第３図のうず巻ばね０ωに蓄えられた捩）トルクの分
力を利用してディスクＵを回転させることができる。
μＦ１宴ψよりも大きければ、ディスクＩＪ２１が摩擦
に打ち勝って回転する。従って Ｆ２ ＝ Ｆｊ Ｓ石ψ〉μＦ１弼ψす々わち論ψ〉μ
となるようにテーパ面ａＤの角度ψを設定することによ
り第３図のうず巻ばね０ωに蓄えられた捩）トルクの分
力を利用してディスクＵを回転させることができる。
第６図は第４図のＣ−Ｃ断面図を機体（１）が水平にな
るように回転させて描いたものでガスシリンダｑＪの断
面を示したものである。第６図においてガスシリンダｑ
１け機体（１）に固定されておシ、ガスシリンダｔｉ９
に設けられた穴（イ）と撃針Ｃ＋ｔ＋に設けられた穴の
にワイヤ（９）が貫通している。またピストンロンド＠
はディスク１３に設けられた略凹状溝特に挿入され、第
４図のうず巻げねａＧに蓄えられた捩シトルクの分力に
より回転しようとしているディスクα２を回転ロックし
ており、第４図の展開翼（７）を収納状態に保っている
。
るように回転させて描いたものでガスシリンダｑＪの断
面を示したものである。第６図においてガスシリンダｑ
１け機体（１）に固定されておシ、ガスシリンダｔｉ９
に設けられた穴（イ）と撃針Ｃ＋ｔ＋に設けられた穴の
にワイヤ（９）が貫通している。またピストンロンド＠
はディスク１３に設けられた略凹状溝特に挿入され、第
４図のうず巻げねａＧに蓄えられた捩シトルクの分力に
より回転しようとしているディスクα２を回転ロックし
ており、第４図の展開翼（７）を収納状態に保っている
。
＠け撃針、駆動用のコイルバネ、■け撃針により発火し
延時薬＠に点火する雷管、罰は延時薬（イ）の所定の燃
焼時間の後に点火される出力薬である。
延時薬＠に点火する雷管、罰は延時薬（イ）の所定の燃
焼時間の後に点火される出力薬である。
いけ用力薬！２ｎより発生する燃焼ガス（図示せず）の
シール用の０リングである。
シール用の０リングである。
第１図は、ワイヤ（９）の引抜後所定の遅れ時間が経過
した後の図で、コイルバネＱ４の力で撃針０１）が落下
し、雷管ｔ２Ｌｌにより延時薬、出力薬が燃焼し。
した後の図で、コイルバネＱ４の力で撃針０１）が落下
し、雷管ｔ２Ｌｌにより延時薬、出力薬が燃焼し。
出力薬の光生ずる燃焼ガス的のエネルギｔでよりピスト
ンロンド＠が上昇し、ディスクα２の回転ロックが解除
されている。
ンロンド＠が上昇し、ディスクα２の回転ロックが解除
されている。
次に上記実施例の動作を第１図から第６図までを参照し
ながら説明する。第１図は展開翼（７）が安定翼（３）
に収納されている状態を示す説明図、第２図は展開Ｒ（
７）が展開されている状態を示す説明図。
ながら説明する。第１図は展開翼（７）が安定翼（３）
に収納されている状態を示す説明図、第２図は展開Ｒ（
７）が展開されている状態を示す説明図。
第３図、第４図は展開翼（７）が収納さ九ている状態の
機体（１）及び安定翼（３１内部の説明図、第５図は。
機体（１）及び安定翼（３１内部の説明図、第５図は。
発射前にディスクα２とロックビンαりとの間に作用す
る力の関係を示す説明図、第６図は発射前のガスシリン
ダａ９の状態を示す説明図、第７図は発射後のガスシリ
ンダａ９の状態を示す説明図である。
る力の関係を示す説明図、第６図は発射前のガスシリン
ダａ９の状態を示す説明図、第７図は発射後のガスシリ
ンダａ９の状態を示す説明図である。
まず、第３図において、うず巻ばねａωに蓄えらｆ′し
た捩りトルクエネルギは展開翼（７）を展開させまうと
働くがディスク０′２によって展開が妨げられ。
た捩りトルクエネルギは展開翼（７）を展開させまうと
働くがディスク０′２によって展開が妨げられ。
第１図に示された収納状態となっている。
この時ワイヤ（９）は第４図のガスシリンダａ９を第６
図に示したように貫通しコイルバネＱ４１ＶＣよって落
下しようとする撃針ＱＤをロックしている。
図に示したように貫通しコイルバネＱ４１ＶＣよって落
下しようとする撃針ＱＤをロックしている。
一方ピストンロンド器はディスクａ２に設けられた略凹
状溝Ｕに挿入され、第４図に示したようにうず巻ばねａ
ω（で蓄えられた捩シトルクの分力によ）矢印ａ方向に
回転しようとしているディスクａ３を回転ロックしてい
る。
状溝Ｕに挿入され、第４図に示したようにうず巻ばねａ
ω（で蓄えられた捩シトルクの分力によ）矢印ａ方向に
回転しようとしているディスクａ３を回転ロックしてい
る。
次に機体（１）が航空機やランチャ−から発射されると
ワイヤ！９１が第１図の展開ロック装置（８）の構成品
であるガスシリンダａ！１かも引き抜かれ、第６図１・
で示した撃針ＯＤがコイルバネｔ２４１の力で落下し、
雷管器が延時薬（イ）を発火させ、延時薬■は、所定の
燃焼時間後に出力薬罰を発火させる。この時点で出力薬
＠は多量の燃焼ガス（図示せず）を発生させ、このガス
圧によりピストンロソドＱ３）が上昇運動に入シ、ディ
スクα２に設けられた略凹状溝α砂よシ引き抜かれる。
ワイヤ！９１が第１図の展開ロック装置（８）の構成品
であるガスシリンダａ！１かも引き抜かれ、第６図１・
で示した撃針ＯＤがコイルバネｔ２４１の力で落下し、
雷管器が延時薬（イ）を発火させ、延時薬■は、所定の
燃焼時間後に出力薬罰を発火させる。この時点で出力薬
＠は多量の燃焼ガス（図示せず）を発生させ、このガス
圧によりピストンロソドＱ３）が上昇運動に入シ、ディ
スクα２に設けられた略凹状溝α砂よシ引き抜かれる。
そして第４図に示したディスク０２の回転ロックが解除
され、ディスクＯ２がうず巻ばね（Ｉ■に蓄えられた捩
、９）ルクの分力によυ矢印ａ方向に回転し。
され、ディスクＯ２がうず巻ばね（Ｉ■に蓄えられた捩
、９）ルクの分力によυ矢印ａ方向に回転し。
略凹状溝α＆がロックビンａりの位置まで達した所でロ
ックビン０りが略凹状溝０秒を通ってディスクａ２よυ
外れ、展開翼（７）がうず巻ばね０＠（で蓄えられた捩
シトルクにより展開し２第２図に示した展開状態となる
。
ックビン０りが略凹状溝０秒を通ってディスクａ２よυ
外れ、展開翼（７）がうず巻ばね０＠（で蓄えられた捩
シトルクにより展開し２第２図に示した展開状態となる
。
ここで、ワイヤ（９）の引き抜きから、ピストンロンド
（ハ）の上昇完了までの時間は、はぼ、ガスシリンダに
装てんされた延時薬力の燃焼時間で決定される。
（ハ）の上昇完了までの時間は、はぼ、ガスシリンダに
装てんされた延時薬力の燃焼時間で決定される。
この時間が所定の遅れ時間となるよう延時薬（ハ）の薬
量を選択決定することにより、航空機やランチャ−から
発射後、所定の遅れ時間後に展開翼（７）が展開するこ
とになる。
量を選択決定することにより、航空機やランチャ−から
発射後、所定の遅れ時間後に展開翼（７）が展開するこ
とになる。
この発明は以上説明したとおシ、誘導飛翔体の従来の翼
シ′こ展開翼を内蔵させ２発射後延時薬、出力薬の火薬
を装てんしたガスシリンダを持つ展開ロック装置にてあ
らかじめ設定された所定の遅れ時間後に、この展開翼を
うず巻はねに蓄えた捩シトルクにて展開させることによ
り、母機またはランチャ−との機械的干渉を防ぎながら
も安定翼の翼面積を従来の翼面積に比べて大巾に増大さ
せ２安全に運動性能、空力安定性能を向上させることが
できるという効果かある。
シ′こ展開翼を内蔵させ２発射後延時薬、出力薬の火薬
を装てんしたガスシリンダを持つ展開ロック装置にてあ
らかじめ設定された所定の遅れ時間後に、この展開翼を
うず巻はねに蓄えた捩シトルクにて展開させることによ
り、母機またはランチャ−との機械的干渉を防ぎながら
も安定翼の翼面積を従来の翼面積に比べて大巾に増大さ
せ２安全に運動性能、空力安定性能を向上させることが
できるという効果かある。
第１図、第２図はこの発明による誘導飛翔体の一実施例
の全体構成図、第３図、第４図は第１図の機体及び安定
翼の内部構成図、第５図は第３図のＢ−Ｂ断面図、第６
図、第１図は第４図の油圧ダンパの断面図、第８図は従
来の誘導飛翔体の一例を示す図である。 図１ｃおいて、（Ｉ）は機体、（２）け操舵翼、（３）
は安定翼、（７）は展開翼、（８）は展開ロック装置、
（９）はワイヤ、０ωばうすをばね、０１）は巻軸、α
２はテ゛イスク。 ＯＪはハウジング、口０け軸受、０勺はロックビン、Ｏ
ｅけ軸受、αＤはテーパ面、０εけ略凹状溝、 Ｇ！Ｊ
けガスシリンダ、■は穴、 ｅ？＋１は撃針、Ｃつは穴
、０３はピストンロンド、 Ｃ０１，；ｊコイルバネ、
ｉけＮ管、翰は延時薬、弼け（１３力薬、１２Ｆ４ｊ廿
０リング２■１げ燃焼ガスである。 なお１図中同一符号は同一または相当部分を示す。
の全体構成図、第３図、第４図は第１図の機体及び安定
翼の内部構成図、第５図は第３図のＢ−Ｂ断面図、第６
図、第１図は第４図の油圧ダンパの断面図、第８図は従
来の誘導飛翔体の一例を示す図である。 図１ｃおいて、（Ｉ）は機体、（２）け操舵翼、（３）
は安定翼、（７）は展開翼、（８）は展開ロック装置、
（９）はワイヤ、０ωばうすをばね、０１）は巻軸、α
２はテ゛イスク。 ＯＪはハウジング、口０け軸受、０勺はロックビン、Ｏ
ｅけ軸受、αＤはテーパ面、０εけ略凹状溝、 Ｇ！Ｊ
けガスシリンダ、■は穴、 ｅ？＋１は撃針、Ｃつは穴
、０３はピストンロンド、 Ｃ０１，；ｊコイルバネ、
ｉけＮ管、翰は延時薬、弼け（１３力薬、１２Ｆ４ｊ廿
０リング２■１げ燃焼ガスである。 なお１図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 飛翔体の機体と、この機体の前半部所定位置に機体の周
方向に等間隔に取付けられた操舵翼と、この操舵翼より
も面積的に大きく、かつ機体の後半部所定位置に機体の
周方向に等間隔に取付けられた安定翼と、前記安定翼内
に収納された展開翼と、前記展開翼内に装着され、かつ
前記展開翼を展開するための捩りトルクエネルギを蓄え
るうず巻ばねと、前記展開翼を安定翼に収納しておくた
めに機体の後半部所定位置に設けられ、かつ延時薬前記
延時薬により点火される出力薬、前記出力薬により作動
するガスシリンダ及び周方向に等間隔に略凹状溝を有し
かつ前記展開翼収納時に前記展開翼に固着されたロック
ピンと対向する位置にテーパ面を有したディスクとによ
つて構成され、飛翔体の発射前は前記ディスクのテーパ
面で前記ロックピンを係止することにより前記展開翼を
安定翼に収納しておき、発射後前記ガスシリンダを前記
出力薬のガスの圧力で作動させ、所定の遅れ時間後に前
記うず巻ばねの捩りトルクによつて前記ディスクのテー
パ面と前記ロックピンとの間に作用するトルクの分力に
より前記ディスクを回転させ、前記ディスクに設けた略
凹状溝が前記ロックピンと対向する位置まで回転した所
で前記ロックピンを略凹状溝を通して前記ディスクより
外し前記展開翼を前記うず巻ばねに蓄えられた捩りトル
クにて展開させる展開ロック装置とを具備したことを特
徴とする誘導飛翔体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29614088A JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29614088A JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02143097A true JPH02143097A (ja) | 1990-06-01 |
| JPH0565797B2 JPH0565797B2 (ja) | 1993-09-20 |
Family
ID=17829668
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29614088A Granted JPH02143097A (ja) | 1988-11-25 | 1988-11-25 | 誘導飛翔体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02143097A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7097132B2 (en) | 2002-09-16 | 2006-08-29 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for selectivity locking a fin assembly |
| JP2009186117A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体及びその動作方法 |
-
1988
- 1988-11-25 JP JP29614088A patent/JPH02143097A/ja active Granted
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7097132B2 (en) | 2002-09-16 | 2006-08-29 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for selectivity locking a fin assembly |
| JP2009186117A (ja) * | 2008-02-07 | 2009-08-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体及びその動作方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0565797B2 (ja) | 1993-09-20 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| S533 | Written request for registration of change of name |
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