JPH10111100A - ロケットモータ分離・追突防止装置 - Google Patents
ロケットモータ分離・追突防止装置Info
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- JPH10111100A JPH10111100A JP8266036A JP26603696A JPH10111100A JP H10111100 A JPH10111100 A JP H10111100A JP 8266036 A JP8266036 A JP 8266036A JP 26603696 A JP26603696 A JP 26603696A JP H10111100 A JPH10111100 A JP H10111100A
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- Japan
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- rocket motor
- piston
- cylinder
- flying object
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
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- B64G1/6459—Fluid-actuated
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 飛翔体の前部飛翔体とロケットモータとをそ
の飛翔中に分離させ、ロケットモータが前部飛翔体に追
突することを防止するための構造簡単なロケットモータ
分離・追突防止装置を提供する。 【解決手段】 前端部にストッパを備えたシリンダ、筒
状をなし前端が閉鎖され後端が開放され側面に開口部を
備え後端外面にストッパ係合部を備え上記シリンダ内に
摺動可能に装着されたピストン、及び上記シリンダ内の
後端部に収納されたガスジェネレータからなり、上記シ
リンダ内において上記ガスジェネレータからガスを発生
させ、ピストンを停止位置まで前進突出させると共に、
ピストン側面の開口部からガスを噴出させる。
の飛翔中に分離させ、ロケットモータが前部飛翔体に追
突することを防止するための構造簡単なロケットモータ
分離・追突防止装置を提供する。 【解決手段】 前端部にストッパを備えたシリンダ、筒
状をなし前端が閉鎖され後端が開放され側面に開口部を
備え後端外面にストッパ係合部を備え上記シリンダ内に
摺動可能に装着されたピストン、及び上記シリンダ内の
後端部に収納されたガスジェネレータからなり、上記シ
リンダ内において上記ガスジェネレータからガスを発生
させ、ピストンを停止位置まで前進突出させると共に、
ピストン側面の開口部からガスを噴出させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛翔体のロケット
モータ分離・追突防止装置に関するものである。
モータ分離・追突防止装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図５は従来の飛翔体の、ロケットモータ
分離装置によるロケットモータ分離の説明図であり、
（ａ），（ｂ），（ｃ）は時間の経過によるロケットモ
ータの分離状態を示している。図において、２は前部飛
翔体、４はロケットモータ、１３はロケットモータ分離
装置、１１は電池、５はロケットモータ後部に備えられ
た操舵翼、１２はロケットモータの重心である。上記の
ロケットモータ分離装置１３は、前部飛翔体２とロケッ
トモータ４との分離面のロケットモータ側に設けられて
いるもので、シリンダ内にピストンとガスジェネレータ
とを備えたものである。ガスジェネレータの発生する気
体がピストンを前進突出させ、ロケットモータと前部飛
翔体とを分離する。その後、ロケットモータに装着され
た電池１１を動力源として操舵翼５を操舵して、ロケッ
トモータの進行する経路角を前部飛翔体の進行する経路
角から偏向させ、ロケットモータが前部飛翔体に追突す
ることを防止していた。即ち、従来はロケットモータの
分離及び追突防止のために、ロケットモータ分離機構と
操舵翼を操舵する装置が必要であった。
分離装置によるロケットモータ分離の説明図であり、
（ａ），（ｂ），（ｃ）は時間の経過によるロケットモ
ータの分離状態を示している。図において、２は前部飛
翔体、４はロケットモータ、１３はロケットモータ分離
装置、１１は電池、５はロケットモータ後部に備えられ
た操舵翼、１２はロケットモータの重心である。上記の
ロケットモータ分離装置１３は、前部飛翔体２とロケッ
トモータ４との分離面のロケットモータ側に設けられて
いるもので、シリンダ内にピストンとガスジェネレータ
とを備えたものである。ガスジェネレータの発生する気
体がピストンを前進突出させ、ロケットモータと前部飛
翔体とを分離する。その後、ロケットモータに装着され
た電池１１を動力源として操舵翼５を操舵して、ロケッ
トモータの進行する経路角を前部飛翔体の進行する経路
角から偏向させ、ロケットモータが前部飛翔体に追突す
ることを防止していた。即ち、従来はロケットモータの
分離及び追突防止のために、ロケットモータ分離機構と
操舵翼を操舵する装置が必要であった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の方法では、ロケ
ットモータと前部飛翔体とを分離する装置と追突防止の
ための手段が独立していて、ロケットモータの分離及び
追突防止には二つのシーケンスが必要なので、シーケン
スの数が増えて信頼性が低下するという問題があった。
またロケットモータ分離後に操舵翼を偏向させるために
ロケットモータ側に舵角指令を出力するための電池を搭
載するので、機体重量の増加を招く。さらに電池を活性
化させる点火玉は火工品なので、取り扱い上のリスクが
増えるという問題点があった。
ットモータと前部飛翔体とを分離する装置と追突防止の
ための手段が独立していて、ロケットモータの分離及び
追突防止には二つのシーケンスが必要なので、シーケン
スの数が増えて信頼性が低下するという問題があった。
またロケットモータ分離後に操舵翼を偏向させるために
ロケットモータ側に舵角指令を出力するための電池を搭
載するので、機体重量の増加を招く。さらに電池を活性
化させる点火玉は火工品なので、取り扱い上のリスクが
増えるという問題点があった。
【０００４】本発明は上記従来技術の問題点を解消し、
構造簡単で、かつロケットモータの分離と追突防止との
機能を兼ね備えたロケットモータ分離・追突防止装置を
提供しようとするものである。
構造簡単で、かつロケットモータの分離と追突防止との
機能を兼ね備えたロケットモータ分離・追突防止装置を
提供しようとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
したものであって、飛翔体の前部飛翔体とロケットモー
タとをその飛翔中に分離させ、ロケットモータが前部飛
翔体に追突することを防止するロケットモータ分離・追
突防止装置において、前端部にストッパを備えたシリン
ダ、筒状をなし前端が閉鎖され後端が開放され側面に開
口部を備え後端外面にストッパ係合部を備え上記シリン
ダ内に摺動可能に装着されたピストン、及び上記シリン
ダ内の後端部に収納されたガスジェネレータからなり、
上記シリンダ内において上記ガスジェネレータからガス
を発生させ、ピストンを停止位置まで前進突出させると
共に、ピストン側面の開口部からガスを噴出させること
を特徴とするロケットモータ分離・追突防止装置に関す
るものである。
したものであって、飛翔体の前部飛翔体とロケットモー
タとをその飛翔中に分離させ、ロケットモータが前部飛
翔体に追突することを防止するロケットモータ分離・追
突防止装置において、前端部にストッパを備えたシリン
ダ、筒状をなし前端が閉鎖され後端が開放され側面に開
口部を備え後端外面にストッパ係合部を備え上記シリン
ダ内に摺動可能に装着されたピストン、及び上記シリン
ダ内の後端部に収納されたガスジェネレータからなり、
上記シリンダ内において上記ガスジェネレータからガス
を発生させ、ピストンを停止位置まで前進突出させると
共に、ピストン側面の開口部からガスを噴出させること
を特徴とするロケットモータ分離・追突防止装置に関す
るものである。
【０００６】本発明のロケットモータ分離・追突防止装
置は、ロケットモータの前端部に機軸方向に装着され、
分離前の状態においては、ピストンはシリンダ内で後退
位置にあり、ピストンの前端は前部飛翔体の後端部に当
接している。飛翔体が飛翔している時、ガスジェネレー
タからガスを発生させると、ピストンは前部飛翔体の後
端部を押しながら前進突出し、前部飛翔体とロケットモ
ータとは分離する。ピストンはストッパに係合して止ま
る。ピストンが前進突出したことにより、ピストン側面
の開口部が大気中に露出し、ここからピストン内のガス
が噴出しロケットモータにモーメントを与える。これに
よってロケットモータの進行方向が変わり、前部飛翔体
に追突することが防がれる。
置は、ロケットモータの前端部に機軸方向に装着され、
分離前の状態においては、ピストンはシリンダ内で後退
位置にあり、ピストンの前端は前部飛翔体の後端部に当
接している。飛翔体が飛翔している時、ガスジェネレー
タからガスを発生させると、ピストンは前部飛翔体の後
端部を押しながら前進突出し、前部飛翔体とロケットモ
ータとは分離する。ピストンはストッパに係合して止ま
る。ピストンが前進突出したことにより、ピストン側面
の開口部が大気中に露出し、ここからピストン内のガス
が噴出しロケットモータにモーメントを与える。これに
よってロケットモータの進行方向が変わり、前部飛翔体
に追突することが防がれる。
【０００７】
【発明の実施の形態】図１は本発明の実施の一形態に係
るロケットモータ分離・追突防止装置の図であり、
（ａ）は同装置の設置位置を示す飛翔体の全体構造の側
面図、（ｂ）は同装置の縦断面図である。図１（ａ）に
おいて、２は前部飛翔体、４はロケットモータ、１はそ
の分割面、３はロケットモータの前部に設置してあるロ
ケットモータ分離・追突防止装置である。図１（ｂ）に
おいて、８はシリンダ、６は同シリンダの中に設けてあ
るピストン、７はガスジェネレータである。飛翔体は図
１（ａ）に示すように分離面１を境界として前部飛翔体
２とロケットモータ４とが分離可能な構造であり、ロケ
ットモータ４の前部に設置されたロケットモータ分離・
追突防止装置３のピストンの前端が前部飛翔体の後端に
当接している。
るロケットモータ分離・追突防止装置の図であり、
（ａ）は同装置の設置位置を示す飛翔体の全体構造の側
面図、（ｂ）は同装置の縦断面図である。図１（ａ）に
おいて、２は前部飛翔体、４はロケットモータ、１はそ
の分割面、３はロケットモータの前部に設置してあるロ
ケットモータ分離・追突防止装置である。図１（ｂ）に
おいて、８はシリンダ、６は同シリンダの中に設けてあ
るピストン、７はガスジェネレータである。飛翔体は図
１（ａ）に示すように分離面１を境界として前部飛翔体
２とロケットモータ４とが分離可能な構造であり、ロケ
ットモータ４の前部に設置されたロケットモータ分離・
追突防止装置３のピストンの前端が前部飛翔体の後端に
当接している。
【０００８】図２は上記ロケットモータ分離・追突防止
装置３の詳細縦断面図である。図において、８はシリン
ダ、８ａは同シリンダの前端部内側に設けられているス
トッパであり、環状の内方突出部である。８ｂはＯリン
グである。６は同シリンダ内に摺動可能に保持されてい
る筒状のピストン、６ａは同ピストンの後端外面に設け
られているストッパ係合部であり、フランジ形状のもの
である。６ｂはＯリングである。７はシリンダ８の内部
後端に収納されているガスジェネレータ、９はピストン
６の側面に設けてある開口部である。ピストンの前端は
閉塞され、後端は開放されている。ピストンは点線の位
置、即ちピストンのストッパ係合部がシリンダのストッ
パに係合する位置まで前進することができる。
装置３の詳細縦断面図である。図において、８はシリン
ダ、８ａは同シリンダの前端部内側に設けられているス
トッパであり、環状の内方突出部である。８ｂはＯリン
グである。６は同シリンダ内に摺動可能に保持されてい
る筒状のピストン、６ａは同ピストンの後端外面に設け
られているストッパ係合部であり、フランジ形状のもの
である。６ｂはＯリングである。７はシリンダ８の内部
後端に収納されているガスジェネレータ、９はピストン
６の側面に設けてある開口部である。ピストンの前端は
閉塞され、後端は開放されている。ピストンは点線の位
置、即ちピストンのストッパ係合部がシリンダのストッ
パに係合する位置まで前進することができる。
【０００９】図３は上記ピストン６の図であり、（ａ）
は側面図、（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ断面矢視図であ
る。ピストン６の側面には開口部９が設けてある。ガス
ジェネレータ７で発生した気体の圧力によりピストン６
が図２の点線で示した位置に前進突出し、前部飛翔体２
の後端を押し、前部飛翔体２とロケットモータ４とを分
離面１で分離する。ピストン６の開口部９がシリンダ８
の外部に移動し外気に露出する。ガスジェネレータ７で
発生した気体は開口部９を経て、側方へ噴出する。
は側面図、（ｂ）は同図（ａ）のＡ−Ａ断面矢視図であ
る。ピストン６の側面には開口部９が設けてある。ガス
ジェネレータ７で発生した気体の圧力によりピストン６
が図２の点線で示した位置に前進突出し、前部飛翔体２
の後端を押し、前部飛翔体２とロケットモータ４とを分
離面１で分離する。ピストン６の開口部９がシリンダ８
の外部に移動し外気に露出する。ガスジェネレータ７で
発生した気体は開口部９を経て、側方へ噴出する。
【００１０】図４は上記ロケットモータ分離・追突防止
装置の作用説明図である。図の（ａ），（ｂ），（ｃ）
は時間の経過に伴うロケットモータの分離状態を示して
いる。図において１０は前記開口部９から側方へ噴出す
る噴流である。噴流１０によりロケットモータ４はロケ
ットモータ重心１２の回りに回転し、進行する経路角が
前部飛翔体３の進行する経路角から偏向する。これによ
りロケットモータ４が前部飛翔体３に追突することを防
止することができる。
装置の作用説明図である。図の（ａ），（ｂ），（ｃ）
は時間の経過に伴うロケットモータの分離状態を示して
いる。図において１０は前記開口部９から側方へ噴出す
る噴流である。噴流１０によりロケットモータ４はロケ
ットモータ重心１２の回りに回転し、進行する経路角が
前部飛翔体３の進行する経路角から偏向する。これによ
りロケットモータ４が前部飛翔体３に追突することを防
止することができる。
【００１１】本装置では、ロケットモータと前部飛翔体
とを分離する作用と、ロケットモータが前部飛翔体に追
突するのを防止する作用とが一つのシーケンスで実行可
能となる。これ故にシーケンスの数が減り、信頼性を向
上することが可能である。またロケットモータ分離後に
操舵翼を操舵するために設けられていた電池が不要とな
るので、機体重量が軽減される。さらに電池に備えられ
ている点火玉が不要となるので、火工品が減少し、取り
扱い上のリスクが減る。
とを分離する作用と、ロケットモータが前部飛翔体に追
突するのを防止する作用とが一つのシーケンスで実行可
能となる。これ故にシーケンスの数が減り、信頼性を向
上することが可能である。またロケットモータ分離後に
操舵翼を操舵するために設けられていた電池が不要とな
るので、機体重量が軽減される。さらに電池に備えられ
ている点火玉が不要となるので、火工品が減少し、取り
扱い上のリスクが減る。
【００１２】
【発明の効果】本発明のロケットモータ分離・追突防止
装置においては、シリンダ、ピストン、及びガスジェネ
レータからなり、上記シリンダ内において上記ガスジェ
ネレータからガスを発生させ、ピストンを停止位置まで
前進突出させると共に、ピストン側面の開口部からガス
を噴出させるので、ロケットモータを分離させると共
に、ロケットモータが前部飛翔体に追突することを防ぐ
ことができる。
装置においては、シリンダ、ピストン、及びガスジェネ
レータからなり、上記シリンダ内において上記ガスジェ
ネレータからガスを発生させ、ピストンを停止位置まで
前進突出させると共に、ピストン側面の開口部からガス
を噴出させるので、ロケットモータを分離させると共
に、ロケットモータが前部飛翔体に追突することを防ぐ
ことができる。
【図１】本発明の実施の一形態に係るロケットモータ分
離・追突防止装置の図であり、（ａ）は同装置の設置位
置を示す飛翔体の側面図、（ｂ）は同装置の縦断面図。
離・追突防止装置の図であり、（ａ）は同装置の設置位
置を示す飛翔体の側面図、（ｂ）は同装置の縦断面図。
【図２】上記ロケットモータ分離・追突防止装置の詳細
縦断面図。
縦断面図。
【図３】同装置のピストンの図であり、（ａ）は側面
図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ断面矢視図。
図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ断面矢視図。
【図４】上記ロケットモータ分離・追突防止装置の作用
説明図。
説明図。
【図５】従来の飛翔体のロケットモータ分離装置によ
る、ロケットモータ分離の説明図。
る、ロケットモータ分離の説明図。
１ 分離面 ２ 前部飛翔体 ３ ロケットモータ分離・追突防止装置 ４ ロケットモータ ５ 操舵翼 ６ ピストン ６ａ ストッパ係合部 ６ｂ Ｏリング ７ ガスジェネレータ ８ シリンダ ８ａ ストッパ ８ｂ Ｏリング ９ 開口部 １０ 噴流 １１ 電池 １２ ロケットモータ重心 １３ ロケットモータ分離装置（従来）
Claims (1)
- 【請求項１】 飛翔体の前部飛翔体とロケットモータと
をその飛翔中に分離させ、ロケットモータが前部飛翔体
に追突することを防止するロケットモータ分離・追突防
止装置において、前端部にストッパを備えたシリンダ、
筒状をなし前端が閉鎖され後端が開放され側面に開口部
を備え後端外面にストッパ係合部を備え上記シリンダ内
に摺動可能に装着されたピストン、及び上記シリンダ内
の後端部に収納されたガスジェネレータからなり、上記
シリンダ内において上記ガスジェネレータからガスを発
生させ、ピストンを停止位置まで前進突出させると共
に、ピストン側面の開口部からガスを噴出させることを
特徴とするロケットモータ分離・追突防止装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8266036A JPH10111100A (ja) | 1996-10-07 | 1996-10-07 | ロケットモータ分離・追突防止装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8266036A JPH10111100A (ja) | 1996-10-07 | 1996-10-07 | ロケットモータ分離・追突防止装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10111100A true JPH10111100A (ja) | 1998-04-28 |
Family
ID=17425505
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8266036A Withdrawn JPH10111100A (ja) | 1996-10-07 | 1996-10-07 | ロケットモータ分離・追突防止装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10111100A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100707114B1 (ko) | 2006-02-15 | 2007-04-16 | 국방과학연구소 | 가스 푸싱 장치 |
| JP2011052951A (ja) * | 2009-09-03 | 2011-03-17 | Res Inst Of Natl Defence | 携帯用誘導弾の射出及び分離装置 |
| CN103644784A (zh) * | 2013-11-28 | 2014-03-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种助推器用套筒式叉耳支撑杆结构 |
| CN114615614A (zh) * | 2020-12-09 | 2022-06-10 | 北京理工大学 | 多飞行器交互式查打系统 |
| CN116697044A (zh) * | 2023-04-26 | 2023-09-05 | 上海机电工程研究所 | 针对分离面气动加热的热密封结构及飞行器 |
| KR102783742B1 (ko) * | 2024-08-09 | 2025-03-21 | 국방과학연구소 | 유도탄 단 분리 시 항력을 이용한 안전이격거리 확보 방법 |
-
1996
- 1996-10-07 JP JP8266036A patent/JPH10111100A/ja not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100707114B1 (ko) | 2006-02-15 | 2007-04-16 | 국방과학연구소 | 가스 푸싱 장치 |
| JP2011052951A (ja) * | 2009-09-03 | 2011-03-17 | Res Inst Of Natl Defence | 携帯用誘導弾の射出及び分離装置 |
| KR101117100B1 (ko) | 2009-09-03 | 2012-02-22 | 국방과학연구소 | 휴대용 유도탄의 사출 및 분리장치 |
| CN103644784A (zh) * | 2013-11-28 | 2014-03-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种助推器用套筒式叉耳支撑杆结构 |
| CN114615614A (zh) * | 2020-12-09 | 2022-06-10 | 北京理工大学 | 多飞行器交互式查打系统 |
| CN116697044A (zh) * | 2023-04-26 | 2023-09-05 | 上海机电工程研究所 | 针对分离面气动加热的热密封结构及飞行器 |
| KR102783742B1 (ko) * | 2024-08-09 | 2025-03-21 | 국방과학연구소 | 유도탄 단 분리 시 항력을 이용한 안전이격거리 확보 방법 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
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