JPH04158198A - 飛しょう体の操舵翼ロック装置 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、発射前においては飛しょう体の操舵翼の回転
を拘束し所定の位置に保持し、発射時に操舵翼の拘束を
解除するようにする飛しょう体の操舵翼のロック装置に
関する。

〔従来の技術〕

飛しょう体操舵装置の大部分は、発射前の非作動時にお
いて、機体の揺動等による操舵翼の不要な自由回転を拘
束する装置を有している。

第２図に、従来の飛しょう体の操舵翼ロック装置の概念
図を示す。

従来のロック機構は、機体５の内部に装着された、油空
圧、電磁石の力等を動力とするリニア・アクチュエータ
２１によって駆動されるロック・ピン又はブレーキ機構
２２を利用している。

即ち、ロック状態においては、ロック・ピン又はブレー
キ機構２２が操舵翼２４の凹部に係合して同操舵翼２４
を舵角Ｏ°の位置に機械的に拘束し、飛しよう体の発射
時におけるロック解除に当っては、駆動用動力伝達路２
３を介して、操舵装置用動力源の油空圧あるいは電力を
リニア・アクチュエータ２１に供給することにより、ロ
ック・ピン又はブレーキ機構２２を駆動し、ロックを解
除している。

なお、第２図中２５は操舵翼のヒンジ・ラインである。

〔発明が解決しようとする課題〕

前記の従来の飛しよう体の操舵翼ロック装置は、（ａ）
　　部品点数が多い。

（ｂ）　　ロック装置駆動用動力を操舵装置動力源から
供給している。

（Ｃ）　　動力および制御信号の伝達路が必要である。

（ｄ）　　ロック機構が機体内部に装着されている。

ために、次の問題点がある。

（１）信頼性が低い。

（２）　　占有スペースが大きい。

（３）重量が大きい。

（４）動力消費が大きい。

（５）　　コンク装置が飛しよう体内に残留する。

本発明は、以上の問題点を解決することができる飛しょ
う体の操舵翼ロック装置を提供しようとするものである
。

〔課題を解決するための手段〕

本発明の飛しよう体の操舵翼ロック装置は、機体外部に
装着された操舵翼と推進力を発生するロケット・モータ
を備えた飛しよう体において、操舵翼に係合し機体壁に
接触するように配置された操舵翼の拘束部材、及び同拘
束部材を機体壁に圧着させ発射時のロケット・モータの
推力又は排気熱で破断される付勢装置を備えている。

〔作用〕

本発明では、飛しょう体の発射前においては、付勢装置
によって拘束部材が機体壁に圧着され、摩擦力によって
機体に固定される。従って、同拘束部材は操舵翼に係合
して操舵翼をロックし、その不要な回転等の運動を拘束
する。

飛しょう体の発射時には、ロケット・モータの推力又は
排気熱で付勢装置が破断される。これによって、拘束部
材は機体壁へ圧着されることがなくなり、拘束部材はロ
ケット・モータの推進力又は発射時の慣性力によって機
体から分離され、操舵壁のロック状態が解除される。

〔実施例〕

本発明の一実施例を、第１図によって説明する。

機体５の後部に放射状に互いに９０度の角度をなして設
けられた４枚の操舵翼３は、機体５内部に装着された操
舵用のサーボ・アクチュエータ６とヒンジ６ａによって
連結され、ヒンジ６ａまわりに回動され１軸の自由度で
制御される。また、機体５内部中央には、後方へ向う噴
出部４ａをもつロケット・モータ４が設けられ、推進力
を発生する。各操舵翼３は、同操舵翼３を後方から挟み
込む機軸方向のスリットｌａを持った拘束部材１の前記
スリン）ｌａに挿入され、各拘束部材１は各操舵翼１に
係合している。拘束部材１は、機体５の外周に摺動でき
るように配置され、その後端は機体５の後端面に接して
内方へ延び、更にロケット・モータ４の噴出部４ａ内を
前方に延びる部分１ｂを有し、その断面形状がコ字状に
形成されている。機体５に対して互いに反対方向へ放射
状へ延びて対向する操舵翼３の拘束部材１．１の部材１
ｂ、ｌｂ間を直結する引張りハネ２が設けられ、同バネ
２のハネ力によって、拘束部材１は機体５の外周に圧着
され、両者間の摩擦力によって拘束部材１が固定されて
いる。前記バネ２は、このように、対向する２個の拘束
部材１．１間に緊張されており、第１図（ｂ）に示すよ
うに、２個のバネ２が十字状に配置される。また、前記
バネ２は、ロケット・モータ４の推力又は排気熱によっ
て破断するように構成されている。

以上のように構成された本実施例では、輸送時又は発射
ステーション上に飛しょう体がある発射前においては、
拘束部材１はバネ２のバネ力によって機体５の外周に圧
着され、摩擦力によってその位置に固定される。従って
、同拘束部材１のスリットｌａが操舵翼３に係合して、
操舵翼３のヒンジ６ａまわりの回動が防止される。

飛しょう体の発射時には、発射指令信号によってロケッ
ト・モータ４が点火される。この時に発生する推力又は
排気熱によって、バネ２は破断される。これによって、
拘束部材１の拘束力が失なわれ、同拘束部材１は、発射
時の慣性力又はロケット・モータ４の推進力によって機
体外周を摺動して機体５から分離され、操舵翼３のロッ
ク状態が解除され、以後操舵翼３はサーボ・アクチュエ
ータ６によって操舵が可能になる。

以上のように、本実施例では、飛しょう体の発射前にお
いては、確実に操舵翼３のヒンジ６ａまわりの回動を防
止し、また、発射時には、ロケ・７ト・モータの推力又
は排気熱によってハネ２が破断され、拘束部材３が機体
５より分離されて操舵翼３のロック状態が解除される。

従って、ロック装置駆動用の動力を必要とせず、かつ、
占有スペースと重量小さくすることができる。また、拘
束部材３とハネ２は飛しょう体内に残留することがなく
、飛しょう体重量を軽減することができる。

なお、本実施例において、各拘束部材１の位置決めは、
機体５の後端面に操舵翼３と同位相に設けた溝に拘束部
材１をはめ込むようにすることによって行なわれる。

本実施例は、ハネ２を用いて拘束部材１を機体壁に圧着
させるようにしているがハネに代えて対向する拘束部材
１の部分ｌｂ間を連結して引張るワイヤ等の付勢装置を
用い、その引張力等の付勢力によって拘束部材１を機体
壁に圧着させるようにしてもよい。

〔発明の効果〕

以上説明したように、本発明においては、従来の装置に
必要な、 （１）　　ロック機構駆動用動力源と操舵装置用動力源
の　共用 （２）動力および制御信号の伝達路 （３）　　ロック装置用機体内部スペースが不要となり
、発射前に確実に操舵翼をロックしてその運動を阻止す
ることができ、また、発射時には動力を要することなく
ロック装置を確実に機体から分離して操舵翼のロックを
解除することができる。従って、本発明に係る操舵翼ロ
ック装置は、安価で高信頼性を有し、軽量であり、機体
内部スペースを必要とせず、省エネルギであり、また発
射時に機体から分離することによって飛しょう体重量の
低減が可能になる等の効果を奏することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図（ａ）は本発明の一実施例の断面図、第１図（ｂ
）は同実施例の上半部を示す第１図（ａ）のＡ矢視断面
図、第２図（ａ）、ら）はそれぞれ従来の飛しょう体の
操舵翼ロック装置のロック状態とロック解除状態を示す
説明図である。 １・・・拘束部材、　　１ａ・・・拘束部材のスリット
、２・・・ハネ、　３・・・操舵翼、 ４・・・ロケット・モータ、　　５・・・機体、６・・
・サーボ・アクチュエータ。 代理人　弁理士　坂　間　　暁　外２名第１図 （し）

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 機体外部に装着された操舵翼と推進力を発生するロケッ
   ト・モータを備えた飛しょう体において、操舵翼に係合
   し機体壁に接触するように配置された操舵翼の拘束部材
   、及び同拘束部材を機体壁に圧着させ発射時のロケット
   ・モータの推力又は排気熱で破断される付勢装置を備え
   たことを特徴とする飛しょう体の操舵翼ロック装置。