JPS6136160B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はミサイルの翼組立体に関し、特にミサ
イルの引き込み可能で自己起立する翼組立体に関
する。

一般にミサイルは揚力を得るため、また制御お
よび安定のために種々の空気力学的な面を有して
いる。ミサイルの保管や発射の形態によつては、
ミサイルの寸法全体を少なくするために、前記面
の１部または全部を折たたみ可能または引き込み
可能とすることが要求される。

空気力学的フイン面の形状を、折りたたんだと
きにミサイル本体の周囲外面に密接するように彎
曲させたものでもある。この場合フインは普通同
じ方向に彎曲されるから、起立した時にその揚力
は左右対称とはならず、したがつてこの方式は方
向安定性を得ようとする目的にしか適していな
い。このような折りたたみ式のフインは本体と滑
らかに接合することができないことが多く。高速
時相当大きな抗力を発生させることになる。

翼を本体内に折たたみまたは引き込める型式で
は本体の内部空間を一部占領することになるか
ら、ペイロードのために利用すべき空間を犠性に
することになる。高速飛行の場合には前記面を著
しく大とする必要はなく、従つて大した支障はな
いかも知れない。しかし、毎分60.96メートルか
ら91.44メートル（200フイートから300フイー
ト）程度の低速飛行の場合には、前記表面積は相
当大とする必要があり、それに伴い翼の収納に関
連する問題が発生してくる。また膜が本体から外
方に揺動する支柱円材によつて支持されるように
なつた可撓翼が使用されることもある。この場
合、翼としては通常単一層の織物が使用される
が、該翼が支持部材によつて伸長された時に、あ
る速度ある空気流動状態において、空気力学的な
フラツタを生じる。揚力面として使用されている
時は、織物は上向きに弓形を呈し、キヤンバを有
する単一の表面翼形を形成し、その翼形は空気力
負荷が定常な間はかなり安定している。しかし負
荷状態が急激に変化したような場合には、翼形状
が崩壊したりフラツタが発生したりする。

したがつて可撓翼の型式で小さな空間内に折た
たむことができ、かつ支柱構造が簡単であり、し
かも空気力負荷および空気流動状態が変化した時
もフラツタを発生せしめず、かつ空気力学的に安
定な翼を供することが望ましい。

本発明は細長い本体を有するミサイルの翼組立
体にして、該本体はその外壁に周方向に隔置され
た複数個の縦方向の溝孔を有し、該溝孔にはそれ
ぞれ引込み可能にして自己起立式な翼組立体が取
付けらており、該翼組立体は、溝孔内に取付けら
れ引込み位置から伸張位置へと移動するようにな
つた少なくとも１個の翼支持支柱組立体と、可撓
性織物でつくられた翼部材と、前記翼支持組立体
を展張位置の方へ押圧する偏圧装置と、該偏圧装
置の力に抗して翼を引込み位置に保持する保持装
置と、該保持装置を解放し翼を前記偏圧装置の力
によつて伸張させる伸張装置とを有するミサイル
の翼組立体において、前記翼支持支柱組立体２
０，２２は引込まれた場合完全に本体１０の外壁
の内側に収容されており、また前記可撓性材料よ
りなる翼部材３２は前記支柱組立体２０，２２の
運動に伴つて動き、組立体の伸張形態に対応して
２重壁ポケツトを形成し、かつ該翼部材３２は、
前記本体の外壁に前記溝孔１２の周縁において固
着されていることを特徴とする。

前記引き込み可能翼構造は面積の大きな翼をミ
サイル本体内の小さな空間内に収納し得るように
し、かつ伸長した時にフラツタを発生しないよう
な安定翼が得られる。この翼は可撓性織物よりな
る二重壁中空構造であり、釈放した時に伸長する
ようにばね負荷された前縁支柱および後縁支柱に
よつて支持されるようになつている。前記織物壁
の間に捕捉された空気は空気力学的負荷に起因す
る外部圧力の変動に対するクツシヨンまたはダン
パとして働らき、フラツタの発生を阻止するよう
になつている。

翼はミサイル外壁内の溝孔の中に折たたまれる
から、翼を収納するためには支持支柱の深さより
僅かに深い空間で済む。ミサイルの周囲に隔置さ
れた複数の翼組立体はすべて簡単な掛金または保
持器によつて格納位置に保持され、前記掛金はさ
らに翼開口にカバーを固定するためにも使用でき
る。この掛金を釈放すればすべての翼は自動的に
伸長する。

次に添付図面によつて本発明の実施例を説明す
る。

第１図に示されたミサイルは円筒形の本体１０
を有し、該本体には円周方向に隔置された溝孔１
２が形成され、この溝孔から自己起立翼すなわち
翼組立体１４が延びるようになつている。図には
十字形翼配置が示されているが、翼の数は適当に
選択することができる。このミサイルは目的に応
じて必要な形の弾頭、誘導装置および推進装置が
装備される。図示の翼はみな同じ形状であるか
ら、その一つについて構造および機構を説明す
る。

翼１４は本体１０の部分を構成する前方隔壁１
６および後方隔壁１８の間に装架され、前縁支柱
２０および後縁支柱２２を有している。前縁支柱
２０はその前端においてヒンジピン２４により隔
壁１６に枢着され、本体から半径方向外方に揺動
し得るようになつている。後縁支柱２２も同様に
ヒンジピン２６により隔壁１８に枢着されてい
る。第２図から第８図までに示された形において
は、後縁支柱２２は薄型部材であり、前縁支柱２
０は棒状部材であり、第８図に示される如くこの
棒状部材は引き込み位置においては前記溝の中に
収まるようになつている。前縁支柱２０は少なく
とも一つのねじりばね２８によつて外方に偏圧せ
しめられ、かつ後縁支柱２２は少なくとも一つの
ねじりばね３０によつて外方に偏圧せしめられる
ようになつている。

翼１４の翼カバー３２は補強プラスチツク、プ
ラスチツクまたはゴム含浸織物等の如き、なるべ
く空気を透さない可撓性織物材料でつくられてお
り、二重壁中空ポケツト３３を形成している。翼
カバー３２の底縁３４はその周囲において接着、
熱密封、リベツトまたは他のフアスナーの如き適
当な手段により溝孔１２の内縁に装着される。起
立位置においてはカバー３２はぴんと伸長し、ば
ね力を受けた支柱２０，２２により一杯に展張し
た状態に支持される。三角形は簡単にして効果的
な形であるが、適当な支柱構造に用いて他の形状
とすることもできる。引き込み位置においてはカ
バー３２は、第８図に示すように支柱の側部に適
当に折たたまれる。しかし、カバーを支柱の下側
に折たたみ、引き込み支柱によつて押え保持する
ようにすることもできる。引き込まれた翼の収納
空間は非常に小さく本体の外周付近に制限されて
おり、破線３６によつて示されれる有効ペイロー
ドのための内部空間を最大となし得る。

翼を引き込み位置に保持し、また必要に応じて
これを釈放するためには種々の方法があろう。１
例としては、スリーブ、または脱落カバーを使用
し、これらをドラグシユートあるいは時限釈放装
置を用いて引き外す方法もあろう。図示のされて
いる１つの簡単な機構においては、掛止機構が使
用され、すべての翼を同時に釈放し、かつ要すれ
ばカバーを溝孔１２から釈放するようになつてい
る。

前記掛止機構は隔壁１８の後部において軸線方
向の柱４０に回転自在に装架された掛止部材であ
る十字形金具３８を有し、該十字形金具は各翼に
対する半径方向の腕４２を備えている。各後縁支
柱２２は後方に突出する掛止耳片４４を有し、該
耳片は第４図および第７図に示される如くその引
き込み位置においては対応する腕４２の外端に触
座するようになつている。掛止十字形金具３８は
柱４０のまわりのねじりばね４８によつてこの掛
止位置の方に押し付けられ、停止ピン４６に衝突
して保持される。

掛止十字形金具３８はアクチユエータ５０によ
つて小角度回転され、釈放位置に達する。アクチ
ユエータは隔壁１８上に装架され、腕４２の１つ
に連結されている。アクチユエータは行程の短か
な単動装置であり、ソレノイド、ばね、液圧、雷
管などによつて駆動され、タイマーや指令信号に
よつて制御される。掛止十字形金具が回転すれ
ば、腕４２が掛止耳片４４の下から脱出し、第３
図および第６図に示される如く、ばね負荷された
支柱が飛出すことになる。

溝孔１２の中にはカバー５２が設けられ、カバ
ーの後端の錠止スタツド５４は本体１０内の孔５
６を通つて内方に突出している。腕４２の端部に
は円周方向に延びる錠止ピン５８が位置し、この
ピンは第４図に示される如く、スタツド５４内の
ピン孔６０に嵌合し、カバーを定位置に保持する
ようになつている。前記カバーの前端は適当な装
置、たとえば溝孔１２の縁の下に嵌合する唇片
（図示せず）によつて保持される。掛止十字形金
具が非掛止位置に回転すれば、錠止ピン５８がス
タツド５４から引出され、伸長する翼によつてカ
バー５２は射出される。

第９図に示された変型支柱構造においては、前
縁支柱６２、後縁支柱６４は入子式であり、ばね
６６の如き線形伸長装置によつて偏圧されるよう
になつている。二つの支柱は継手６８によつて相
互に枢着され、引き込み位置においては破線によ
つて示すように直線状になる。他の構造は前述の
場合と同様であり、同じ参照数字が付されてい
る。

第１０図および第１１図にはさらに別の型の支
柱構造が示されている。前縁支柱７０は剛直な棒
状部材であり、ヒンジピン２４によつて隔壁１６
に蝶着されかつばね２８によつて外向きに偏圧さ
れている。しかし後縁支柱７２は蝶着リンク７４
を有し、その枢着端は７６は前縁支柱７０に連結
されている。破線によつて示された引き込み位置
においては前記リンク７４は支柱の間に折たたま
れ、かつ連結されたままで該支柱を重なつた位置
に平らに折たたみ得るようになつている。

起立した支柱を剛直な状態に保持するために、
後縁支柱は錠を備え、この錠は第１１図に示され
る如く支柱上の拡大ハブ８２内の切欠き８０と係
合するばね負荷錠止ピン７８を有している。ハブ
８２は隔壁１８内のヒンジピン８４のまわりに回
転することができ、かつばね８６は前記支柱を外
方に向つて錠止位置に偏圧している。このような
配置は前述の錠止および釈放機構に使用すること
ができ、または他の適当な釈放装置に対しても使
用することができる。

翼の前縁および後縁を支持するための二重支柱
について説明したが、目的によつては単一支柱で
十分である。

翼は起立位置において空気ポケツト３３を形成
し、この空気ポケツトは翼の両側を流れる空気流
動に対するクツシヨンとして働らく。単一面の可
撓翼においてはフラツタ現象を発生させるような
不均一な流動や乱流は、この空気ポケツトによつ
て緩衝される。これによつて収納容積が著しく制
限されているミサイルに対しても比較的大きな、
軽い翼の使用が可能となる。空気ポケツト内の圧
力はもちろんミサイル中の圧力に等しく、大抵の
場合十分な圧力である。

より大きい剛直性が必要な場合には、第１２図
に示す如く、底縁３４に内部密封パネル８８を装
着し、翼を閉鎖することができる。これによつて
翼を適当な圧力まで加圧することが可能となり、
また少なくとも空気ポケツトの圧力変動を抑止す
ることがでかきる。

【図面の簡単な説明】

第１図は翼を有する典型的なミサイルの透視
図、第２図はミサイルの翼担持区画の、一部を切
除した拡大側面図、第３図は第２図の線３−３に
沿つて取られた拡大断面図、第４図は第３図と同
様な断面図であるが、翼の格納および掛止状態を
示す図、第５図は第２図の線５−５に沿つて取ら
れた拡大断面図、第６図は第３図の線６−６に沿
つて取られた断面図、第７図は第６図と同様な断
面図であるが、翼の格納および掛止状態を示す
図、第８図は第７図の線８−８に沿つて取られた
断面図、第９図は第２図の一部分と同様な図で、
翼支持支柱の変型配置を示す図、第１０図は第９
図と同様な図で、変型折たたみ支柱を示す図、第
１１図は第１０図の一部分の拡大図で、支柱を開
放状態に保持するための掛止装置を示す図、第１
２図は第５図と同様な断面図で、密封された翼配
置を示す図である。 図において１０は本体、１２は溝孔、１４は翼
組立体、２０は前縁支柱、２２は後縁支柱、２
８，３０はねじりばね、３８は十字形金具、４４
は掛止耳片、５０はアクチユエータである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 細長い本体を有するミサイルの翼組立体にし
   て、該本体はその外壁に周方向に隔置された複数
   個の縦方向の溝孔を有し、該溝孔にはそれぞれ引
   込み可能にして自己起立式な翼組立体が取付けら
   れており、該翼組立体は、溝孔内に取付けられ引
   込み位置から伸張位置へと移動するようになつた
   少なくとも１個の翼支持支柱組立体と、可撓性織
   物でつくられた翼部材と、前記翼支持組立体を展
   張位置の方へ押圧する偏圧装置と、該偏圧装置の
   力に抗して翼を引込み位置に保持する保持装置
   と、該保持装置を解放し翼を前記偏圧装置の力に
   よつて伸張させる伸張装置とを有するミサイルの
   翼組立体において、 前記翼支持支柱組立体２０，２２は引込まれた
   場合完全に本体１０の外壁の内側に収容されてお
   り、また前記可撓性材料よりなる翼部材３２は前
   記支柱組立体２０，２２の運動に伴つて動き、支
   柱組立体の伸張形態に対応応して２重壁ポケツト
   を形成し、かつ該翼部材３２の底縁３４は、前記
   本体の外壁に前記溝孔１２の周縁において固着さ
   れていることを特徴とするミサイルの翼組立体。 ２ 特許請求の範囲第１項記載の翼組立体におい
   て、前記翼部材３２が空気を通さない材料で作ら
   れており、その伸張位置において内部に空気ポケ
   ツトを形成し、かつ該空気ポケツトを取囲み、密
   封する内部密封パネル８８を溝孔の周縁に備えた
   翼組立体。 ３ 特許請求の範囲第１項又は第２項記載の翼組
   立体において、前記支柱組立体が溝孔１２の前端
   において本体に枢着された前縁支柱２０と、溝孔
   １２の後端において本体に枢着された後縁支柱２
   ２とを有し、前記支柱の少なくとも１つが偏圧力
   を受けて本体から外方へ揺動する翼組立体。 ４ 特許請求の範囲第３項記載の翼組立体におい
   て、前記支柱２０，２２の一方が溝形部材であり
   かつ他方の支柱が引き込み位置において溝形部材
   中に触座する棒状部材である翼組立体。 ５ 特許請求の範囲第３項記載の翼組立体におい
   て、前記支柱７０，７２が相互に枢着されかつ一
   方の支柱が支柱を重ね合せるように折たたみ可能
   のリンク７４と、前記支柱の少なくとも１つに係
   合して支柱を突出伸長位置に保持する錠止装置７
   ８，８０とを有する翼組立体。 ６ 特許請求の範囲第３項記載の翼組立体におい
   て、前記支柱２０，２２が相互に枢着された入子
   式部分６２，６４を有する翼組立体。 ７ 特許請求の範囲第３項、第４項、第５項又は
   第６項記載の翼組立体において、前記保持装置が
   前記支柱の一方にある掛止耳片４４と、掛止耳片
   ４４に係合して関連支柱を引き込み位置に保持す
   る掛止腕４２と、掛止腕を掛止耳片から釈放する
   作動装置５０とを有する翼組立体。 ８ 特許請求の範囲第３項記載の翼組立体におい
   て、前記保持装置が前記後縁支柱２２から延びる
   掛止耳片４４と、本体内に取付けられかつ引き込
   み位置において全ての翼１４の掛止耳片に同時に
   係合する腕を有する掛止部材３８と、前記掛止部
   材３８を釈放位置へ移動させる作動装置５０とを
   有する翼組立体。 ９ 特許請求の範囲第８項記載の翼組立体におい
   て、前記溝孔１２のそれぞれに取外し可能に取付
   けられたカバー５２を有し、前記掛止部材３８が
   掛止位置において前記カバーに係合してカバーを
   溝孔中に保持する掛止手段５８を有し、かつ前記
   掛止部材３８が掛止位置へ偏圧されている翼組立
   体。