JPH073320B2 - 折りたたみ翼構造 - Google Patents
折りたたみ翼構造Info
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- JPH073320B2 JPH073320B2 JP61158905A JP15890586A JPH073320B2 JP H073320 B2 JPH073320 B2 JP H073320B2 JP 61158905 A JP61158905 A JP 61158905A JP 15890586 A JP15890586 A JP 15890586A JP H073320 B2 JPH073320 B2 JP H073320B2
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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
- F42B10/16—Wrap-around fins
Landscapes
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- Fluid Mechanics (AREA)
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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- Aerials With Secondary Devices (AREA)
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- Fluid-Damping Devices (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （発明の分野） この発明は誘導ミサイル用の翼構造、詳細には折りたた
み翼構造に関するものである。
み翼構造に関するものである。
（発明の背景） 現在の多くの軍事用誘導ミサイルにおいてはミサイルの
スペース要件が翼スパンのためにきわ立ったファクター
になっている。例えばペンギンミサイルは現在多くの国
の海軍が持っている地対地兵器である。ミサイルは貯蔵
され1.49メートルという比較的大きな翼スパンを持つた
め、ほぼ43インチ（約109cm）×43インチ（約109cm）の
筒体から発射される。明らかな如く、多数のこれらのミ
サイルを筒体内に貯蔵するときには貯蔵スペースの圧力
が主として関係する。これは特にこの種のミサイルをヘ
リコプターの如き航空機で使用する場合に該当する。必
然的にそれ相応の大きな翼スパンを持つ比較的大型のミ
サイルを使用すべきであるならば、折りたたみ翼構造は
基平面に対してすき間を持ち、ヘリコプターの如き航空
機で運ぶときに適度におおいかくせるように設計する必
要のあることが認められた。
スペース要件が翼スパンのためにきわ立ったファクター
になっている。例えばペンギンミサイルは現在多くの国
の海軍が持っている地対地兵器である。ミサイルは貯蔵
され1.49メートルという比較的大きな翼スパンを持つた
め、ほぼ43インチ（約109cm）×43インチ（約109cm）の
筒体から発射される。明らかな如く、多数のこれらのミ
サイルを筒体内に貯蔵するときには貯蔵スペースの圧力
が主として関係する。これは特にこの種のミサイルをヘ
リコプターの如き航空機で使用する場合に該当する。必
然的にそれ相応の大きな翼スパンを持つ比較的大型のミ
サイルを使用すべきであるならば、折りたたみ翼構造は
基平面に対してすき間を持ち、ヘリコプターの如き航空
機で運ぶときに適度におおいかくせるように設計する必
要のあることが認められた。
もし、折りたたみ翼構造を使用すべきであれば、折りた
たみ機構は翼輪郭内に納めなければならず、翼展開機構
は比較的軽量であると共に折りたたみ翼構造を持つミサ
イルが翼展開後空気抵抗を受けて振動した時に翼をその
展開位置に確実に保持しなければならない。
たみ機構は翼輪郭内に納めなければならず、翼展開機構
は比較的軽量であると共に折りたたみ翼構造を持つミサ
イルが翼展開後空気抵抗を受けて振動した時に翼をその
展開位置に確実に保持しなければならない。
航空機やミサイル用の折りたたみ翼構造は種々の文献に
開示されている。
開示されている。
ハンデルに与えられた米国特許第2719682号は、翼を完
全に展開した時にロックピンリンクが戻り止めに掛合す
るようになった航空機の折りたたみ翼を開示している。
この構造の基本的欠点は、翼位置を確保するためにはロ
ックピンをこれと共同する戻り止めと精密に整列させな
ければならないことである。このような整列はミサイル
が在空中、振動や乱動を受け、空気抵抗を受けた後には
しばしば不可能になる。この結果、翼展開されたミサイ
ルは急速に不安定になる。
全に展開した時にロックピンリンクが戻り止めに掛合す
るようになった航空機の折りたたみ翼を開示している。
この構造の基本的欠点は、翼位置を確保するためにはロ
ックピンをこれと共同する戻り止めと精密に整列させな
ければならないことである。このような整列はミサイル
が在空中、振動や乱動を受け、空気抵抗を受けた後には
しばしば不可能になる。この結果、翼展開されたミサイ
ルは急速に不安定になる。
クラーク等に与えられた米国特許第2876677号はフック
機構によって翼展開時に所定位置にロックされる折りた
たみ翼構造を開示している。この機構は展開中に翼が出
会う多様な環境条件を考慮すれば信頼性がない。
機構によって翼展開時に所定位置にロックされる折りた
たみ翼構造を開示している。この機構は展開中に翼が出
会う多様な環境条件を考慮すれば信頼性がない。
ホップナー等に与えられた米国特許第4410151号は翼を
展開位置に伸長させるばね機構にヒンジ結合した折りた
たみ翼を持つミサイルを開示している。翼を所定の展開
位置にロックするのに掛金を用いている。この特許の構
造も前記ハンデルの米国特許に関して説明したのと同じ
欠点を持つ。
展開位置に伸長させるばね機構にヒンジ結合した折りた
たみ翼を持つミサイルを開示している。翼を所定の展開
位置にロックするのに掛金を用いている。この特許の構
造も前記ハンデルの米国特許に関して説明したのと同じ
欠点を持つ。
（発明の簡単な説明） この発明はオーバーセンター作用による逆戻り防止機構
を使用する改良した折りたたみ翼構造を提供する。
を使用する改良した折りたたみ翼構造を提供する。
実際上各改良翼は一対のアルミニウム鉱物材から組み立
てられ、折りたたみ機構は翼輪郭内に納められる。
てられ、折りたたみ機構は翼輪郭内に納められる。
火薬式作動器を点火して、翼構造を取付けているオーバ
ーセンター機構を変位せる。
ーセンター機構を変位せる。
かかる作動器を使用することにより折りたたみ翼を逆戻
り不能の位置へ急速に確実に展開させることが出来る。
オーバーセンター機構は前記の従来技術につき説明した
確実性の小さい、精密性の小さい機構とは著しく異なっ
ている。
り不能の位置へ急速に確実に展開させることが出来る。
オーバーセンター機構は前記の従来技術につき説明した
確実性の小さい、精密性の小さい機構とは著しく異なっ
ている。
本発明によれば、折りたたみ翼が展開された状態にある
とき第2U型リンクのＵ型を形成している２個のアームに
よって形成した凹所内に第１リンクの非枢着端が深く入
り込んでいるから、たとえ、外力が作用して折りたたみ
翼を折りたたみ位置に戻すように作用しても、いわゆる
「オーバーセンター作用」によって第１リンクの非枢着
端を一層強く凹所内に押圧し、折りたたみ翼を展開位置
に維持することができる。
とき第2U型リンクのＵ型を形成している２個のアームに
よって形成した凹所内に第１リンクの非枢着端が深く入
り込んでいるから、たとえ、外力が作用して折りたたみ
翼を折りたたみ位置に戻すように作用しても、いわゆる
「オーバーセンター作用」によって第１リンクの非枢着
端を一層強く凹所内に押圧し、折りたたみ翼を展開位置
に維持することができる。
剪断荷重や曲げ荷重はすべてロック・ヒンジピンによっ
て与えられる偶力によって支えられ、これらの荷重は直
接に胴体上の出張片に伝えられる。抵抗荷重は外部の鋳
物材を前部のヒンジ出張片中の肩付ブシュに衝合させる
ことによって前部の支持部材に伝えられる。翼は個々の
作動器によって２個づつ展開させられる。折りたたみ状
態にあるときには火薬式作動器内でボールロックのよう
な精密なロック機構によって翼は所定位置に保持され
る。オーバーセンター機構はこの機構のリンク間の加工
公差が大きくゆるんだ状態にあっても展開した翼を所定
位置にロック出来る利点を有する。
て与えられる偶力によって支えられ、これらの荷重は直
接に胴体上の出張片に伝えられる。抵抗荷重は外部の鋳
物材を前部のヒンジ出張片中の肩付ブシュに衝合させる
ことによって前部の支持部材に伝えられる。翼は個々の
作動器によって２個づつ展開させられる。折りたたみ状
態にあるときには火薬式作動器内でボールロックのよう
な精密なロック機構によって翼は所定位置に保持され
る。オーバーセンター機構はこの機構のリンク間の加工
公差が大きくゆるんだ状態にあっても展開した翼を所定
位置にロック出来る利点を有する。
この発明によれば従来構造の欠点のない、急速作動の確
実性の高い安定した折りたたみ翼構造を提供することが
出来る。
実性の高い安定した折りたたみ翼構造を提供することが
出来る。
（発明の詳細な説明） 第１図はこの発明による折りたたみ翼構造の側面図であ
る。
る。
翼12は参照数字10で示すミサイル胴体に取付ける。翼12
は胴体側の固定翼セクション14と、胴体外の折りたたみ
翼セクション16とを持つ。プラスチック製の翼端キャッ
プ18は所望の外形を与えるために折りたたみ翼セクショ
ン16の外線に沿って所定位置に結合する。
は胴体側の固定翼セクション14と、胴体外の折りたたみ
翼セクション16とを持つ。プラスチック製の翼端キャッ
プ18は所望の外形を与えるために折りたたみ翼セクショ
ン16の外線に沿って所定位置に結合する。
参照数字20で示す１個の鋳物材は好適にはアルミニウム
から作る。締付具22は固定翼セクション14を胴体10に固
定するために使う。締付具26によって翼と胴体を更に結
合する。この締付具26は第４図に示す如く固定翼セクシ
ョン14に形成した同形のスペース内に受け入れられる胴
体10上の取付出張片24に固定翼セクション14を連結す
る。
から作る。締付具22は固定翼セクション14を胴体10に固
定するために使う。締付具26によって翼と胴体を更に結
合する。この締付具26は第４図に示す如く固定翼セクシ
ョン14に形成した同形のスペース内に受け入れられる胴
体10上の取付出張片24に固定翼セクション14を連結す
る。
火薬式作動器28は固定翼セクション14に形成した凹所内
に置かれ、これには英国のマーチン・ベーカー社製の種
類の薬包を使うことが出来る。この薬包は典型的にはガ
ス薬包に点火するために雷管付薬包を打撃する撃針を使
用する。ガス薬包は点火されると降圧を発生してこれを
作動ピストンに加える。次いで作動棒30が変位し第１図
に31で示すオーバーセンター機構を作動させる。これに
ついては後述する。オーバーセンター機構31は折りたた
み翼セクション16に連結する。
に置かれ、これには英国のマーチン・ベーカー社製の種
類の薬包を使うことが出来る。この薬包は典型的にはガ
ス薬包に点火するために雷管付薬包を打撃する撃針を使
用する。ガス薬包は点火されると降圧を発生してこれを
作動ピストンに加える。次いで作動棒30が変位し第１図
に31で示すオーバーセンター機構を作動させる。これに
ついては後述する。オーバーセンター機構31は折りたた
み翼セクション16に連結する。
展開中に折りたたは翼セクション16からの荷重が翼セク
ション14へ基盤セクション36及びＵリンクフランジ40、
42と出張片44とを連結するピン38を経て伝えられる。翼
セクション14と16間の連結もフランジ50、52と出張片56
間にあるピン48を用いて同様に行われる。一度折りたた
み翼セクション16を展開すると、オーバーセンター機構
31が展開と逆の戻り動作を阻止し、翼セクション16を展
開位置にロックする。
ション14へ基盤セクション36及びＵリンクフランジ40、
42と出張片44とを連結するピン38を経て伝えられる。翼
セクション14と16間の連結もフランジ50、52と出張片56
間にあるピン48を用いて同様に行われる。一度折りたた
み翼セクション16を展開すると、オーバーセンター機構
31が展開と逆の戻り動作を阻止し、翼セクション16を展
開位置にロックする。
折りたたみセクション16はアルミニウムのハニカム構造
（図示せず）で作り、基盤セクションをこのハニカム構
造に結合する。翼外板は化学的切削加工法で加工する。
即ち酸のような化学物質でエッチングし、平滑な連続表
面を得るようにする。この発明の好適例では、芯材は２
部材を結合した組立体とし、その結合線を外板の化学的
切削加工線に合わせるようにする。固定翼セクション14
は１つの輪郭面と複数の開放した穴部とで作り、前記穴
部は両側を鋳物材に結合した外板によって閉鎖する。
（図示せず）で作り、基盤セクションをこのハニカム構
造に結合する。翼外板は化学的切削加工法で加工する。
即ち酸のような化学物質でエッチングし、平滑な連続表
面を得るようにする。この発明の好適例では、芯材は２
部材を結合した組立体とし、その結合線を外板の化学的
切削加工線に合わせるようにする。固定翼セクション14
は１つの輪郭面と複数の開放した穴部とで作り、前記穴
部は両側を鋳物材に結合した外板によって閉鎖する。
オーバーセンター機構 第２図、第３図、第６図及び第７図は第１図に31で示し
たオーバーセンター機構を示す。特に第２図及び第３図
は折りたたみ翼セクション16を折りたたまれた状態即ち
格納状態で示す。この場合両翼セクションは第４図及び
第５図に示す向きにある。作動器28は64の個所でヒンジ
結合した前部固定端を持ち、その作動棒30は後端を枢軸
66に連結する。この枢軸は該機構の第１リンク68のフラ
ンジ70上にある。Ｕリンクフランジ71、72は間に球面軸
受けコネクタ73を受け入れる。このコネクタは第２図に
示すほぼＵ型の第２リンク76の端部74に形成した対応す
る開口に掛合する。
たオーバーセンター機構を示す。特に第２図及び第３図
は折りたたみ翼セクション16を折りたたまれた状態即ち
格納状態で示す。この場合両翼セクションは第４図及び
第５図に示す向きにある。作動器28は64の個所でヒンジ
結合した前部固定端を持ち、その作動棒30は後端を枢軸
66に連結する。この枢軸は該機構の第１リンク68のフラ
ンジ70上にある。Ｕリンクフランジ71、72は間に球面軸
受けコネクタ73を受け入れる。このコネクタは第２図に
示すほぼＵ型の第２リンク76の端部74に形成した対応す
る開口に掛合する。
リンク76の反対端は80で示す如くほぼ円筒形の調節自在
のカラーの形をなす。閉じたループ82はカラー80から上
方に延在し、球面軸受けコネクタ86を受け入れるための
開口84が形成されている。球面軸受けネコクタはシャフ
ト部分88まで包含する。閉じたループ82と前記軸受けコ
ネクタ86とを連結すると、このループ82は第２図に示す
傾角のなす向き（折りたたみ状態）と第６図に示す向き
（伸長状態）との間を回動することが出来る。回転防止
板81は調節自在のカラーループ82を軸受けコネクタ86上
に保持し、製造中に適切に調節した後カラー80が回らな
いように防止する。第２図、第３図、第６図及び第７図
を参照すればシャフト部分88は第３リンク94のＵ形フラ
ンジ90、92に形成した開口に貫通する。シャフト部分88
の両端はフランジ96、98内に受け入れる。これらのフラ
ンジはオーバーセンター機構の最終リンク即ち第４リン
ク100の特徴ある部分をなす。
のカラーの形をなす。閉じたループ82はカラー80から上
方に延在し、球面軸受けコネクタ86を受け入れるための
開口84が形成されている。球面軸受けネコクタはシャフ
ト部分88まで包含する。閉じたループ82と前記軸受けコ
ネクタ86とを連結すると、このループ82は第２図に示す
傾角のなす向き（折りたたみ状態）と第６図に示す向き
（伸長状態）との間を回動することが出来る。回転防止
板81は調節自在のカラーループ82を軸受けコネクタ86上
に保持し、製造中に適切に調節した後カラー80が回らな
いように防止する。第２図、第３図、第６図及び第７図
を参照すればシャフト部分88は第３リンク94のＵ形フラ
ンジ90、92に形成した開口に貫通する。シャフト部分88
の両端はフランジ96、98内に受け入れる。これらのフラ
ンジはオーバーセンター機構の最終リンク即ち第４リン
ク100の特徴ある部分をなす。
オーバーセンター機構の作用は第２図（折りたたみ状
態）と第６図（伸長状態）とを比較すれば理解出来るだ
ろう。作動器28を作動させて棒30を内方へ動かし、リン
ク68を時計回りに回動させる。これによりリンク76を下
方へ時計回りに回動させ、この回動により軸受けコネク
タ86を下方へ変位させる。
態）と第６図（伸長状態）とを比較すれば理解出来るだ
ろう。作動器28を作動させて棒30を内方へ動かし、リン
ク68を時計回りに回動させる。これによりリンク76を下
方へ時計回りに回動させ、この回動により軸受けコネク
タ86を下方へ変位させる。
回転防止つめ114がつめ車の接触面（図示せず）に掛合
し、この結果リンク68、76は展開方向にしか回動するこ
とが出来なくなり、該機構の折りたたみ状態への逆戻り
を防止する。軸受コネクタはリンク100に連結されるの
でリンク100は第３図の位置から第６図の位置へ回動す
る。リンク100の端部102の持つシャフト104は両端から
外方へ延びて、固定した枢軸支持部材106、108に掛合す
る。リンク100はクランクとして作用し、このクランク
は固定翼セクションに枢着した端部102を持ち、この端
部102によりリンク100を固定翼に取り付けている。こう
してリンク100はオーバーセンター機構の上部を固定翼
セクションに支持させる。リンク100が第３図の格納状
態から第７図に示す展開状態へ回動すると、これに応じ
てリンク84が回動する。このリンク94は同様に外端110
を位置112及び折りたたみ翼セクションのフランジ34′
に枢着したクランクとして作用する。第３図と第７図に
示す如く、格納状態から展開状態へ移るリンク94の作用
に注目すれば、リンク94は反時計回りに回動するとき折
りたたみ翼セクションの連結されたフランジ34′を回動
させることが分かる。
し、この結果リンク68、76は展開方向にしか回動するこ
とが出来なくなり、該機構の折りたたみ状態への逆戻り
を防止する。軸受コネクタはリンク100に連結されるの
でリンク100は第３図の位置から第６図の位置へ回動す
る。リンク100の端部102の持つシャフト104は両端から
外方へ延びて、固定した枢軸支持部材106、108に掛合す
る。リンク100はクランクとして作用し、このクランク
は固定翼セクションに枢着した端部102を持ち、この端
部102によりリンク100を固定翼に取り付けている。こう
してリンク100はオーバーセンター機構の上部を固定翼
セクションに支持させる。リンク100が第３図の格納状
態から第７図に示す展開状態へ回動すると、これに応じ
てリンク84が回動する。このリンク94は同様に外端110
を位置112及び折りたたみ翼セクションのフランジ34′
に枢着したクランクとして作用する。第３図と第７図に
示す如く、格納状態から展開状態へ移るリンク94の作用
に注目すれば、リンク94は反時計回りに回動するとき折
りたたみ翼セクションの連結されたフランジ34′を回動
させることが分かる。
第６図から明らかなように、折りたたみ翼を伸長した状
態では、第１リンク68の非枢着端は第2U型リンク76のＵ
型を形成している２個のアームによって形成した凹所内
に収容されている。第１リンク68と第2U型リンク76との
枢着点（73）を通る垂直線に関し火薬式作動器28の反対
側にこの非枢着端は入り込んでいる。その結果、折りた
たみ翼に外力が作用して、折りたたみ翼を折りたたみ状
態に戻す作用が生じて第2U型リンク76の枢着点（73）を
垂直上方に押圧しても、第１リンク68の非枢着端は中心
線（上記垂直線）を越えて第2U型リンク側に入り込んで
いるから、いわゆる「オーバーセンター機構」によるロ
ック作用を生ずる。従って、折りたたみ翼を伸長した状
態に維持することができるのである。
態では、第１リンク68の非枢着端は第2U型リンク76のＵ
型を形成している２個のアームによって形成した凹所内
に収容されている。第１リンク68と第2U型リンク76との
枢着点（73）を通る垂直線に関し火薬式作動器28の反対
側にこの非枢着端は入り込んでいる。その結果、折りた
たみ翼に外力が作用して、折りたたみ翼を折りたたみ状
態に戻す作用が生じて第2U型リンク76の枢着点（73）を
垂直上方に押圧しても、第１リンク68の非枢着端は中心
線（上記垂直線）を越えて第2U型リンク側に入り込んで
いるから、いわゆる「オーバーセンター機構」によるロ
ック作用を生ずる。従って、折りたたみ翼を伸長した状
態に維持することができるのである。
第２図及び第６図を参照すれば、固定翼セクションに取
付けた枢軸支持部材109によって折りたたみ翼と固定翼
とを更にヒンジ結合し、この枢軸支持部材に折りたたみ
翼の基盤フランジ107、111を取付けていることが分か
る。折りたたみ翼を展開位置へ伸長させると、折りたた
み翼に加わる力はフランジ107、111を経て固定翼セクシ
ョンに伝わり、このため折りたたみ翼セクションを安定
位置に支持する。構造上考慮すべき重要な点は、移動す
る部材の加工精度があまりにも高いと相互に干渉するか
ら、むしろ充分な加工公差があって、部材間に充分な間
際があった方が互に相対的な位置を占め易い。第７図に
おいては挟金116をフランジ34′と固定翼セクションの
下部セクシイン基盤との間に置いて、これらの部材を精
密に整列させる。
付けた枢軸支持部材109によって折りたたみ翼と固定翼
とを更にヒンジ結合し、この枢軸支持部材に折りたたみ
翼の基盤フランジ107、111を取付けていることが分か
る。折りたたみ翼を展開位置へ伸長させると、折りたた
み翼に加わる力はフランジ107、111を経て固定翼セクシ
ョンに伝わり、このため折りたたみ翼セクションを安定
位置に支持する。構造上考慮すべき重要な点は、移動す
る部材の加工精度があまりにも高いと相互に干渉するか
ら、むしろ充分な加工公差があって、部材間に充分な間
際があった方が互に相対的な位置を占め易い。第７図に
おいては挟金116をフランジ34′と固定翼セクションの
下部セクシイン基盤との間に置いて、これらの部材を精
密に整列させる。
上述の説明より明らかな如く、折りたたみ翼構造用のオ
ーバーセンター機構は折りたたみ翼を確実にロックした
安定位置へ急速に展開させるのに使用することが出来
る。この安定位置では飛行中に受ける力や振動によって
折りたたみ翼セクションが引き込み位置へ戻るのが阻止
される。
ーバーセンター機構は折りたたみ翼を確実にロックした
安定位置へ急速に展開させるのに使用することが出来
る。この安定位置では飛行中に受ける力や振動によって
折りたたみ翼セクションが引き込み位置へ戻るのが阻止
される。
この発明は上述した処に限定されることなく、この発明
の範囲内で種々の変更を加えることが出来る。
の範囲内で種々の変更を加えることが出来る。
第１図は固定翼セクションと同一面上に伸長した折りた
たみ翼セクションの立面図、 第２図は折りたたみ翼を折りたたみ状態としてこの発明
のオーバーセンターロック機構を示す部分破断図、 第３図は折りたたは翼セクションを折りたたみ状態とし
てこの発明のオーバーセンターロック機構を示す部分破
断側面図、 第４図は第１図の線４−４上の部分横断面図、 第５図は第１図の線５−５上の部分横断面図、 第６図は折りたたみ翼を展開状態としてこの発明のオー
バーセンターロック機構を示す破断図、 第７図は折りたたみ翼を展開状態としてこの発明のオー
バーセンターロック機構を示す部分破断側面図である。 10……ミサイル胴体、14……固定翼セクション 16……折りたたみ翼セクション 20……鋳物材、24……取付出張片 26……締付具、28……火薬式作動器 30……作動棒、31……オーバーセンター機構 34′……フランジ、36……基盤セクション 40、42……Ｕリンクフランジ 44、56……出張片、50、52……フランジ 66……枢軸、68……第１リンク 70……フランジ 71、72……Ｕリンクフランジ 73、86……球面軸受けコネクタ 74……端部、第１端、76……第2U型リンク 80……カラー、81……回転防止板 82……閉じたループ、84……開口 86……球面軸受けコネクタ、 88……シャフト部分 90、92……Ｕ形フランジ、第１端 94……第３リンク 96、98……フランジ、第２端 100……第４リンク 104……シャフト、第１端 106、108……枢軸支持部材 107、111……基盤フランジ 110……外端、第２端 112……位置。
たみ翼セクションの立面図、 第２図は折りたたみ翼を折りたたみ状態としてこの発明
のオーバーセンターロック機構を示す部分破断図、 第３図は折りたたは翼セクションを折りたたみ状態とし
てこの発明のオーバーセンターロック機構を示す部分破
断側面図、 第４図は第１図の線４−４上の部分横断面図、 第５図は第１図の線５−５上の部分横断面図、 第６図は折りたたみ翼を展開状態としてこの発明のオー
バーセンターロック機構を示す破断図、 第７図は折りたたみ翼を展開状態としてこの発明のオー
バーセンターロック機構を示す部分破断側面図である。 10……ミサイル胴体、14……固定翼セクション 16……折りたたみ翼セクション 20……鋳物材、24……取付出張片 26……締付具、28……火薬式作動器 30……作動棒、31……オーバーセンター機構 34′……フランジ、36……基盤セクション 40、42……Ｕリンクフランジ 44、56……出張片、50、52……フランジ 66……枢軸、68……第１リンク 70……フランジ 71、72……Ｕリンクフランジ 73、86……球面軸受けコネクタ 74……端部、第１端、76……第2U型リンク 80……カラー、81……回転防止板 82……閉じたループ、84……開口 86……球面軸受けコネクタ、 88……シャフト部分 90、92……Ｕ形フランジ、第１端 94……第３リンク 96、98……フランジ、第２端 100……第４リンク 104……シャフト、第１端 106、108……枢軸支持部材 107、111……基盤フランジ 110……外端、第２端 112……位置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 米国特許3304030（ＵＳ，Ａ) 米国特許3125956（ＵＳ，Ａ) 米国特許4228737（ＵＳ，Ａ) 米国特許3944168（ＵＳ，Ａ)
Claims (2)
- 【請求項１】胴体に取付けられた固定翼セクションと、 固定翼セクションに枢着され、通常は格納状態にある折
りたたみ翼セクションと、 両翼セクションのうちの一方の翼セクション中に配置し
た火薬式作動手段と、 前記作動手段を点火したとき折りたたみ翼セクションを
伸長位置へ急速に展開させるため前記作動手段と他方の
翼セクションとの間を連結するオーバーセンター機構と
を備え、 前記オーバーセンター機構が次の（ａ）、（ｂ）の構
成、即ち （ａ）前記作動手段に連結した第１端を有し、更に第２
端及び第３端を有する第１リンクと、 （ｂ）前記第１リンクの動きに応動して変位するよう前
記第１リンクの前記第２端に枢着した第１端を有し、前
記折りたたみ翼が展開された状態にあるときＵ型を形成
している２個のアームによって形成した凹所内に前記第
１リンクの前記第３端を収容するＵ型のリンクである第
2U型リンクとを備えることを特徴とする折りたたみ翼構
造。 - 【請求項２】胴体に取付けられた固定翼セクションと、 固定翼セクションに枢着され通常は格納状態にある折り
たたみ翼セクションと、 両翼セクションのうちの一方の翼セクション中に配置し
た火薬式作動手段と、 前記作動手段を点火したとき折りたたみ翼セクションを
伸長位置へ急速に展開させるため前記作動手段と他方の
翼セクションとの間を連結するオーバーセンター機構と
を備え、 前記オーバーセンター機構が次の（ａ）〜（ｆ）の構
成、即ち （ａ）前記作動手段に連結した第１端を有し、更に第２
端及び第３端を有する第１リンクと、 （ｂ）前記第１リンクの動きに応動して変位するよう前
記第１リンクの前記第２端に枢着した第１端を有し、前
記折りたたみ翼が展開された状態にあるときＵ型を形成
している２個のアームによって形成した凹所内に前記第
１リンクの前記第３端を収容するＵ型のリンクである第
2U型リンクと、 （ｃ）前記第2U型リンクの第２端に連結した球面軸受コ
ネクタと、 （ｄ）前記第2U型リンクが変位したとき回動できるよう
第１端を前記球面軸受コネクタに連結した第３リンク
と、 （ｅ）定置した枢軸に第１端をヒンジ結合し、第２端を
前記球面軸受コネクタに枢着してこれ等リンクの前記球
面軸受コネクタに連結した端部を相互に連動回転可能に
する第４リンクと、 （ｆ）前記作動手段の点火に応動して前記折りたたみ翼
を伸長位置へ回動させるため前記第３リンクの第２端を
前記折りたたみ翼に枢着する手段とを備えたことを特徴
とする折りたたみ翼構造。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US764457 | 1985-08-12 | ||
| US06/764,457 US4717093A (en) | 1985-08-12 | 1985-08-12 | Penguin missile folding wing configuration |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6239398A JPS6239398A (ja) | 1987-02-20 |
| JPH073320B2 true JPH073320B2 (ja) | 1995-01-18 |
Family
ID=25070782
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61158905A Expired - Lifetime JPH073320B2 (ja) | 1985-08-12 | 1986-07-08 | 折りたたみ翼構造 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4717093A (ja) |
| EP (1) | EP0214888B1 (ja) |
| JP (1) | JPH073320B2 (ja) |
| AU (1) | AU587817B2 (ja) |
| CA (1) | CA1267036A (ja) |
| DE (1) | DE3685070D1 (ja) |
| IL (1) | IL78442A (ja) |
| NO (1) | NO167531C (ja) |
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