Missile

本発明は、発射装置や推進装置によって加速される回転式の飛しょう体に関するものである。

近年、電子デバイスの小型化により、航空機およびミサイルに比べて小型の砲弾のような回転飛しょう体の方向制御も可能となってきている。

このような回転飛しょう体の方向制御方式の１つとして、従来からスラスターを利用した方式がある。 スラスターによる方向修正は、回転飛しょう体を望みの進行方向に修正するために、機軸まわりの回転を止めることなく、機軸まわりの回転数に応じて燃焼ガスを噴射するタイミングをコントロールし、その燃焼ガスの反作用力で進行方向を修正している。 例えば、非特許文献１の論文には、上記スラスターによる砲弾の方向制御方式の詳細が記載されている。

ところで、上記スラスター方式は、噴射できる燃焼ガス量に制約があるため、その方向修正量が限られるという問題がある。

一方、航空機およびミサイルは、翼を具備し、機軸まわりの回転をその翼の空気力で制御しながら、上下、左右の進行方向の方向修正を行っているのが一般的である。

例えば特許文献１に開示されているミサイル（100）は、図３に示すように、前方機体としての前部本体（111）と、後方機体としての尾部アセンブリ（121）とを備えている。 前部本体（111）の外周には、いわゆる操舵翼としての複数の先尾翼（113）が設けられている。 尾部アセンブリ（121）の外周には、いわゆる固定翼としての複数のフィン（122）が設けられている。 先尾翼（113）は、飛行方向を制御するためのものである。 フィン（122）は、安定飛翔のためのものである。

そして、このミサイル（100）では、前部本体（111）の前後方向に延びるシャフト（112）と尾部アセンブリ（121）とがベアリングアセンブリ（123）を介して連結されている。 つまり、前部本体（111）が尾部アセンブリ（121）に対して回転自在に構成されている。 これにより、先尾翼（113）の制御によって前部本体（111）が回転しても、その回転力は尾部アセンブリ（121）に伝達されない。 したがって、フィン（122）が回転するのを回避でき、より安定した飛翔を行うことができる。
Pierre Wey，" ＰＥＦＯＲＭＡＮＣＥ ＡＮＡＬＹＳＩＳ ＯＦ ＩＳＬ'Ｓ ＧＵＩＤＥＤ ＳＵＰＥＲＳＯＮＩＣ ＰＲＯＪＥＣＴＩＬＥ "，23RD International. Symposium on Ballistcs, 2007.

特表２００６−５２６１３２号公報

ところで、上述した特許文献１の飛しょう体の分割構造では、射撃時の加速力（いわゆるセットバック荷重）によってベアリングアセンブリ（軸受）が破損する虞があった。 特に、砲弾など、数ｍｓ〜数十ｍｓの短時間に発射装置等により加速される回転飛しょう体においては、ミサイルよりも極めて大きな加速力が作用するため、上述した分割構造を砲弾に適用することが困難であるという問題があった。

本発明は、上記技術課題に鑑みてなされたものであり、前方と後方とに分割され、操舵翼によって進行方向制御を行う飛しょう体において、射撃時の回転力が操舵翼を有する機体に伝達されるのを阻止すると共に、射撃時の加速力によって軸受けが損傷するのを阻止することを目的とするものである。

第１の発明は、操舵翼（23）を有すると共に機軸方向に延びるシャフト（22）が形成された本体（21）を備える前方側の操舵翼部（20）と、該操舵翼部（20）のシャフト（22）が回転自在に嵌入される転がり軸受（33）が装着された後方側の機体部（30）とを備えた飛しょう体を前提としている。 そして、本発明は、上記操舵翼部（20）の本体（21）と上記機体部（30）の転がり軸受（33）との間には、機軸方向に伸縮する弾性部材（24）が設けられ、該弾性部材（24）の収縮により上記機体部（30）と上記操舵翼部（20）の本体（21）とが当接するように構成されているものを採用する。

上記の発明では、射撃時（発射時）において、回転力と共に飛翔するための加速力（いわゆるセットバック荷重）が機体部（30）へ作用する。 そうすると、弾性部材（24）が機軸方向（即ち、前後方向）に収縮して、機体部（30）と操舵翼部（20）の本体（21）とが当接（接触）する。 これにより、機体部（30）に作用した加速力は、一部が弾性部材（24）に吸収され、残りが操舵翼部（20）の本体（21）へ伝達される。

また、銃砲（火砲）から飛翔して加速力の作用がなくなると、弾性部材（24）が機軸方向（前後方向）に伸長して、機体部（30）と操舵翼部（20）の本体（21）とが離反する。 これにより、機体部（30）と操舵翼部（20）とが転がり軸受（33）のみで連結されることとなる。 したがって、機体部（30）の回転力は操舵翼部（20）へ伝達されない。

第２の発明は、上記第１の発明において、上記弾性部材として皿バネ（24）を採用する。

上記の発明では、射撃時においては皿バネ（24）が収縮し、飛翔時においては皿バネ（24）が伸長する。

第３の発明は、上記第１または第２の発明において、上記機体部（30）の前方側には、上記転がり軸受（33）が装着される嵌入部（32）が形成されている。 一方、本発明は、上記弾性部材（24）の収縮により、上記嵌入部（32）の前方端部（32a）と上記操舵翼部（20）の本体（21）の後方端部（21a）とが当接するように構成されているものを採用する。

上記の発明では、射撃時において、加速力の一部が嵌入部（32）の前方端部（32a）から操舵翼部（20）の本体（21）の後方端部（21a）へ伝達される。

以上説明したように、本発明によれば、転がり軸受（33）と操舵翼部（20）の本体（21）との間に弾性部材（24）を設け、該弾性部材（24）の収縮により機体部（30）と操舵翼部（20）の本体（21）とを当接させるようにした。 したがって、射撃時の加速力を弾性部材（24）と操舵翼部（20）で受けることができる。 これにより、加速力が転がり軸受（33）に作用するのを抑制することができ、転がり軸受（33）の損傷を回避することができる。 また、飛翔して加速力がなくなると、弾性部材（24）が伸長して、機体部（30）と操舵翼部（20）の本体（21）とを離反させることができる。 これにより、機体部（30）の回転力が操舵翼部（20）へ伝達されるのを抑制することができる。 その結果、操舵翼（23）による進行方向制御を確実に行うことができ、進行方向修正のための空気力を所望の位置まで確実に作用させることができる。 以上の結果、転がり軸受（33）を損傷を回避しながらも、操舵翼部（20）の回転を確実に抑制（制限）することができるため、信頼性の高い高精度な進行方向制御を行うことができる。

また、第２の発明によれば、弾性部材として皿バネ（24）を用いるようにしたため、より大きな加速力に耐えることができ、より大きな加速力を吸収することができる。 よって、転がり軸受（33）の損傷を一層確実に回避することができる。

また、第３の発明によれば、加速力の一部を嵌入部（32）の前方端部（32a）から操舵翼部（20）の本体（21）の後方端部（21a）へ伝達するようにした。 これにより、加速力をその作用方向に沿って伝達することができるため、加速力を操舵翼部（20）へ効果的に伝達させることができる。

本発明の一実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。

図１および図２に示すように、本実施形態の飛しょう体（10）は、例えば銃砲によって射撃される砲弾であり、回転式の飛しょう体である。 図１は射撃前および飛翔時の状態を示し、図２は射撃による加速時（即ち、セットバック荷重の作用時）の状態を示す。 なお、本実施形態において、前方および後方は図１および図２のそれぞれ右側および左側を示すものとする。

上記飛しょう体（10）は、互いに分割された機体部（30）と操舵翼部（20）とを備えている。 操舵翼部（20）と機体部（30）とは、前後方向（即ち、機軸方向）に連結されている。 つまり、本実施形態では、操舵翼部（20）が前方機体を構成し、機体部（30）が後方機体を構成している。

上記操舵翼部（20）は、略円錐台状の本体（21）と、棒状のシャフト（22）とを備えている。 本体（21）の後方端には、後方に突出するバネ受け部（21b）が形成されている。 そして、本体（21）の後方側には、バネ受け部（21b）が突出することにより、外方へ庇状に出っ張るつば部（21a）が形成されている。 シャフト（22）は、バネ受け部（21b）の中心部に一体形成されている。 シャフト（22）は、後方へ延びている。 なお、つば部（21a）は、本発明に係る本体（21）の後方端部を構成している。

上記本体（21）のやや前方側の外周には、複数（本実施形態では、４つ）の操舵翼（23）が設けられている。 この操舵翼（23）は、銃砲内においては本体（21）のスロット（図示せず）内に収納されており、銃砲から離脱された後は本体（21）の径方向外方へ展開、即ち開くように構成されている。 操舵翼（23）は、飛翔時において、進行方向を制御するためのものである。 そして、シャフト（22）は、後述する転がり軸受（33）を介して機体部（30）へ嵌入されている。

上記機体部（30）は、本体（31）を備えている。 本体（31）の前方側は、断面視矩形の凹状に形成された嵌入部（32）となっている。 この嵌入部（32）には、上述した転がり軸受（33）が装着されている。 転がり軸受（33）の外輪は嵌入部（32）に固定されている。 そして、転がり軸受（33）の内輪に操舵翼部（20）のシャフト（22）が嵌入（挿入）されている。 これにより、シャフト（22）が機体部（30）に対して回転自在となる。 なお、シャフト（22）の途中には、拡径部（22a）が形成されており、この拡径部（22a）によってシャフト（22）、引いては操舵翼部（20）が転がり軸受（33）から抜け出るのを防止している。

そして、本発明の特徴として、転がり軸受（33）と操舵翼部（20）の本体（21）との間に弾性部材としての皿バネ（24）が装着されている。 具体的に、皿バネ（24）の後方側である一端は、転がり軸受（33）の内輪側に接触している。 皿バネ（24）の前方側である他端は、操舵翼部（20）の本体（21）のバネ受け部（21b）に接触している。 皿バネ（24）は前後方向に伸縮するように構成されている。 つまり、本体（21）の後方側と転がり軸受（33）とが前後方向に皿バネ（24）を介して接触している。 この飛しょう体（10）では、機体部（30）が回転しても、転がり軸受（33）の内輪側は回転しないため、機体部（30）の回転が皿バネ（24）を介して操舵翼部（20）に伝達されることはない。

上記飛しょう体（10）は、射撃前および飛翔時では、操舵翼部（20）における本体（21）のつば部（21a）と機体部（30）における嵌入部（32）の端部（32a）とが皿バネ（24）の付勢力によって離反するように構成されている（図１の状態）。 また、飛しょう体（10）は、射撃による加速時には、皿バネ（24）が収縮して、操舵翼部（20）における本体（21）のつば部（21a）と機体部（30）における嵌入部（32）の端部（32a）とが接触（当接）するように構成されている（図２の状態）。

−射撃時および飛翔時の動作−
次に、上記飛しょう体（10）の射撃時（発射時）および銃砲から離脱した後の飛翔時における動作について説明する。

射撃時においては、機体部（30）へ回転力および直進の加速力（即ち、セットバック荷重）が作用する。 そうすると、図２に示すように、皿バネ（24）が収縮して、嵌入部（32）の端部（32a）が本体（21）のつば部（21a）へ当接する。 これにより、機体部（30）へ作用した加速力の一部が皿バネ（24）に吸収される。 そして、嵌入部（32）の端部（32a）が本体（21）のつば部（21a）へ当接することにより、加速力の残りが操舵翼部（20）へ伝達される。 したがって、加速力が転がり軸受（33）に作用するのを抑制することができる。

つまり、本体（21）のつば部（21a）は、機体部（30）に加速度ａが作用する際、操舵翼部（20）の慣性力Ｍｃ×ａによる静等価荷重が転がり軸受（33）の基本静定格荷重よりも小さくなるように、その慣性力Ｍｃ×ａを機体部（30）および皿バネ（24）に分散させるように構成されている。 ここで、Ｍｃは操舵翼部（20）の質量を示す。

そして、銃砲から離脱した後の飛翔時においては、機体部（30）が飛翔するための加速度ａを受けなくなると、皿バネ（24）に蓄えられている収縮力が本体（21）と転がり軸受（33）に作用する。 つまり、皿バネ（24）が伸長する。 そうすると、図１に示すように、嵌入部（32）の端部（32a）と本体（21）のつば部（21a）とが離反する。 この状態では、操舵翼部（20）と機体部（30）とは転がり軸受（33）のみで連結されている。 これにより、機体部（30）の機軸まわりの回転力が操舵翼部（20）へ伝達されるのを防止することができる。 したがって、操舵翼部（20）の回転動作が制限され、操舵翼（23）による進行方向制御が容易となる。

−実施形態の効果−
本実施形態によれば、転がり軸受（33）と操舵翼部（20）における本体（21）との間に皿バネ（24）を設けて、該皿バネ（24）の収縮により機体部（30）の嵌入部（32）と操舵翼部（20）の本体（21）とを当接させるようにした。 したがって、射撃時において、機体部（30）へ作用する加速力を皿バネ（24）および操舵翼部（20）の本体（21）で受けることができる。 これにより、転がり軸受（33）に加速力が作用するのを阻止できるため、転がり軸受（33）の損傷を回避することができる。

また、射撃後の飛翔時においては、皿バネ（24）の伸長（付勢力）によって機体部（30）の嵌入部（32）と操舵翼部（20）の本体（21）とを離間させることができる。 これにより、機体部（30）の機軸まわりの回転力が操舵翼部（20）へ伝達されるのを抑制することができる。 その結果、操舵翼（23）による進行方向制御を確実に行うことができ、進行方向修正のための空気力を所望の位置まで確実に作用させることができる。

以上により、転がり軸受（33）を損傷を回避しながらも、操舵翼部（20）の回転を確実に抑制（制限）することができる。 よって、信頼性の高い高精度な進行方向制御を行うことができる。

また、砲弾の場合、ミサイルに比べて、加速力（セットバック荷重）が極端に大きくなるが、その加速力が転がり軸受（33）に作用するのを阻止できるため、信頼性の高い砲弾を提供することができる。

また、本発明は、射撃時の加速力が逆方向に作用する場合や機体部（30）が回転しない場合にも適用可能である。

また、本実施形態において、皿バネ（24）以外の弾性部材を用いるようにしてもよいことは勿論である。

なお、上記実施形態は、本質的に好ましい例示であって、本発明、その適用物、あるいはその用途の範囲を制限することを意図するものではない。

以上説明したように、本発明は、操舵翼を有する前方側の機体と後方側の機体とに分割された飛しょう体について有用である。

実施形態に係る飛しょう体の構成を示す図である。

実施形態に係る飛しょう体の射撃時における状態を示す図である。

従来のミサイルの概略構成を示す縦断面図である。

符号の説明

10 飛しょう体
20 操舵翼部
21 本体
21a つば部（後方端部）
22 シャフト
23 操舵翼
24 皿バネ（弾性部材）
30 機体部
32 嵌入部
32a 端部
33 転がり軸受