飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法
【課題】尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体において、切り離し部位の分離時に、線状火工品が発生する高温の金属ジェット流から尾翼等の保護すべき部位を保護することができる飛翔体の分離部の保護装置を提供する。
【解決手段】尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体として、例えばラムジェットノズルＪＮの内側にロケットノズルＲＮを保持し、線状火工品５によりロケットノズルＲＮの保持部分を切断して分離する構造を有するラムロケットＲの分離部の保護装置であって、切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品５の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品５による切断部の外周側に延出する干渉部材１０を設け、この干渉部材１０により線状火工品５が発生する高温のジェットの流れを阻害して保護すべき部位を保護する。
【解決手段】尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体として、例えばラムジェットノズルＪＮの内側にロケットノズルＲＮを保持し、線状火工品５によりロケットノズルＲＮの保持部分を切断して分離する構造を有するラムロケットＲの分離部の保護装置であって、切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品５の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品５による切断部の外周側に延出する干渉部材１０を設け、この干渉部材１０により線状火工品５が発生する高温のジェットの流れを阻害して保護すべき部位を保護する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体の一例としてラムロケットがある。ラムロケットは、例えば、頭部側より、サステーナ燃料を充填したタンクと、ブースタ推進薬を装填した燃焼室と、ラムジェットノズルを備えると共に、ラムジェットノズルの内側に切り離し部位であるロケットノズルを備えている。このラムロケットは、ブースタ推進薬の燃焼により発射されて加速し、ブースタ推進薬の焼尽とともに所定速度に達したところで、ロケットノズルを分離すると共に、燃料室において導入外気とサステーナ燃料とを混合燃焼させて飛翔し続ける。
【０００３】
上記のラムロケットにおいて、ロケットノズルの分離機構としては、ラムジェットノズルの尾部に延出部を設けると共に、この延出部でロケットノズルを保持し、両ノズルの間に介装した線状火工品により延出部を切断して、ロケットノズルを分離するようにしたものがあった（例えば、特許文献１参照）。なお、線状火工品には、高温のジェットを集中的に噴射する成形爆薬類が用いられる。
【０００４】
上記のように、線状加工品で延出部を切断する分離機構は、例えば、両ノズルの外周部同士を拘束するクランプやその解除手段を備えたものに比べて、構造の簡略化などを実現することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】実公平７−２３５６２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、上記したようなロケットノズルの分離機構は、ロケット内側の狭い空間には複雑な各種機能部品が収容してあるので、延出部の内側に線状火工品を配置し、高温のジェットを外側に噴射して延出部を切断する構造にせざるを得ない。
【０００７】
このため、従来のラムロケットにあっては、ロケットノズルの分離時において、外側に噴射した高温のジェットが尾翼に悪影響を及ぼす恐れがあるという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００８】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体において、線状火工品が発生する高温の金属ジェット流から尾翼等の保護すべき部位を保護することができる飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の飛翔体の分離部の保護装置は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置であって、切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品による切断部の外周側に延出する干渉部材を備えた構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【００１０】
本発明の飛翔体の分離部の保護方法は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体であって、該飛翔体から切り離し部位を分離するに際し、切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に対して、線状火工品の爆発による金属ジェット流を遮蔽する緩衝部材を延出して保護する構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【００１１】
なお、本発明において、高温の金属ジェット流からの保護対象は、主として尾翼であるが、尾翼の駆動部や取付部などの機能部位や、その他の外装機器も含まれる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体において、線状火工品が発生する高温の金属ジェット流から尾翼等の保護すべき部位を保護することができ、これにより、設計上において尾翼等の配置の自由度を高めることもできる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法の一実施形態におけるラムロケットを説明する尾部の断面図である。
【図２】ラムロケットの尾部の側面図である。
【図３】干渉部材の干渉部の断面図（ａ）、干渉部材の平面図（ｂ）及び線状火工品の断面図（ｃ）である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面に基づいて、本発明の一実施形態を説明する。
図１は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体の一例として、ラムロケットＲの尾部部分を説明する断面図である。ラムロケットＲは、図外の頭部側から、サステーナ燃料を充填したタンクと、固体のブースタ推進薬１を装填した燃焼室２と、ラムジェットノズルＪＮを備えると共に、ラムジェットノズルＪＮの内側に、切り離し部位であるロケットノズルＲＮが同軸上で分離可能に装着してある。
【００１５】
燃焼室２の外側には、外気を圧縮して導入する一個乃至は複数の空気取入口（図示せず）が設けてある。ロケットノズルＲＮに装着したノズルクロージャ３は、外気からブースタ推進薬１等を保護するものであり、ブースタ推進薬１の作動時に離脱する。また、ラムロケットＲは、その尾部に、後記する線状火工品の金属ジェット流から保護すべき部位として、図中に仮想線で示す尾翼Ｗを備えている。尾翼Ｗは、例えば９０度間隔で四箇所に配置した可動式の操舵翼であり、当該ラムロケットＲが推力方向制御可能である場合は固定式の安定翼を採用することもある。
【００１６】
上記のラムロケットＲは、ノズルの分離装置として、ラムジェットノズルＪＮの尾部に延長部４を備える共に、この延長部４によりロケットノズルＲＮを保持し、ラムジェットノズルＪＮの内側と同等である延長部４の内側に、線状火工品５を備えている。延長部４は、その尾部近傍に、後に切断部となる薄肉部６を全周にわたって有しており、薄肉部６の内側全周にわたって線状火工品５が取付けてある。
【００１７】
また、延長部４の外側には、線状火工品５の点火装置７が設けてある。点火装置７は、延長部４において、薄肉部６よりも尾部側に固定してある。なお、図１においては、ラムジェットノズルＪＮの延長部４とロケットノズルＲＮとを一体的に示しているが、双方の間に別部材を介装した構造でも良い。
【００１８】
線状火工品５は、例えばＬＳＣ（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｈａｐｅｄ Ｃｈａｒｇｅ）と呼ばれる成形爆薬であって、図３（ｃ）に示すように、保持リング８の収容溝９に収容してある。線状火工品５は、収容溝９の開口部分が薄肉部６の内側に対向するように配置してある。
【００１９】
そして、ラムロケットＲは、図２にも示すように、ラムジェットノズルＪＮの延長部４において、各尾翼Ｗ（保護すべき部位）に対応する位置に、線状火工品５による切断部（薄肉部６）の外周側に延出する干渉部材１０が夫々設けてある。
【００２０】
干渉部材１０は、いわゆる邪魔板に類するものであって、図３（ｂ）に示すように、平板状の取付部１０ａと、取付部１０ａから延出した干渉部１０ｂを有している。この干渉部材１０は、延長部４において、線状火工品５による切断部（薄肉部６）よりも尾部側に、設けてあって、例えば複数のボルト１１を用いて取付部１０ａを固定し、この状態で、干渉部１０ｂが切断部（薄肉部６）の外周側に延出した状態となる。
【００２１】
また、干渉部材１０は、線状火工品５による切断部（薄肉部６）に対向する部分、すなわち干渉部１０ｂの断面が、切断部側を頂点とする尖頭形状を成しており、この実施形態では、図３（ａ）に示す如く切断部側を頂点とする三角形状にしてある。
【００２２】
上記構成を備えたラムロケットＲは、ブースタ推進薬１に点火することにより、ノズルクロージャ３を放出して発射され、さらに加速し、ブースタ推進薬１の焼尽とともに所定速度に達したところで、ロケットノズルＲＮを分離する。
【００２３】
すなわち、電気信号で点火装置７を作動させることで、線状火工品５を起爆し、線状火工品５から発生する高温の金属ジェット流で延長部４の薄肉部６を全周にわたって切断（溶断）する。
【００２４】
これにより、ラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮ、延出部４及び点火装置７等を分離して放出し、その後、燃焼室２において導入外気とサステーナ燃料を混合燃焼させて、飛翔を継続する。
【００２５】
ここで、上記のラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮの分離時には、線状火工品５が発生する高温の金属ジェット流を外側に噴射して延長部４の薄肉部６を切断するので、高温の金属ジェット流が延長部４の外側にも及ぶことになる。
【００２６】
これに対して、ラムロケットＲは、延長部４における尾翼Ｗに対応する位置に、線状火工品５による切断部（薄肉部６）の外周側に延出する干渉部材１０を備えているので、線状火工品５が発生する高温の金属ジェット流を干渉部材１０によって部分的に阻害又は遮蔽し、干渉部材１０よりも外側に位置する尾翼Ｗを高温の金属ジェット流から保護することができる。
【００２７】
また、ラムロケットＲは、干渉部材１０の干渉部１０ｂの断面を、切断部側を頂点とする尖頭形状である三角形状としたので、当該干渉部１０ｂによって高温の金属ジェット流を円滑に分流させることができ、比較的小型の干渉部１０ｂであっても尾翼Ｗの充分な保護効果を得ることができる。
【００２８】
さらに、ラムロケットＲにおいて、干渉部材１０は、線状火工品５による切断部（薄肉部６）よりも尾部側に取り付けてあるので、分離したロケットノズルＲＮとともに廃棄され、飛翔体の継続飛翔に影響を与えることはない。
【００２９】
なお、本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法は、その構成が上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、各構成部位の形状や数などを適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００３０】
ＪＮ ラムジェットノズル
Ｒ ラムロケット
ＲＮ ロケットノズル
Ｗ 尾翼
４ 延長部
５ 線状火工品
６ 薄肉部
１０ 干渉部材
【技術分野】
【０００１】
本発明は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体の一例としてラムロケットがある。ラムロケットは、例えば、頭部側より、サステーナ燃料を充填したタンクと、ブースタ推進薬を装填した燃焼室と、ラムジェットノズルを備えると共に、ラムジェットノズルの内側に切り離し部位であるロケットノズルを備えている。このラムロケットは、ブースタ推進薬の燃焼により発射されて加速し、ブースタ推進薬の焼尽とともに所定速度に達したところで、ロケットノズルを分離すると共に、燃料室において導入外気とサステーナ燃料とを混合燃焼させて飛翔し続ける。
【０００３】
上記のラムロケットにおいて、ロケットノズルの分離機構としては、ラムジェットノズルの尾部に延出部を設けると共に、この延出部でロケットノズルを保持し、両ノズルの間に介装した線状火工品により延出部を切断して、ロケットノズルを分離するようにしたものがあった（例えば、特許文献１参照）。なお、線状火工品には、高温のジェットを集中的に噴射する成形爆薬類が用いられる。
【０００４】
上記のように、線状加工品で延出部を切断する分離機構は、例えば、両ノズルの外周部同士を拘束するクランプやその解除手段を備えたものに比べて、構造の簡略化などを実現することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】実公平７−２３５６２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、上記したようなロケットノズルの分離機構は、ロケット内側の狭い空間には複雑な各種機能部品が収容してあるので、延出部の内側に線状火工品を配置し、高温のジェットを外側に噴射して延出部を切断する構造にせざるを得ない。
【０００７】
このため、従来のラムロケットにあっては、ロケットノズルの分離時において、外側に噴射した高温のジェットが尾翼に悪影響を及ぼす恐れがあるという問題点があり、このような問題点を解決することが課題であった。
【０００８】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体において、線状火工品が発生する高温の金属ジェット流から尾翼等の保護すべき部位を保護することができる飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の飛翔体の分離部の保護装置は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置であって、切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品による切断部の外周側に延出する干渉部材を備えた構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【００１０】
本発明の飛翔体の分離部の保護方法は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体であって、該飛翔体から切り離し部位を分離するに際し、切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に対して、線状火工品の爆発による金属ジェット流を遮蔽する緩衝部材を延出して保護する構成としており、上記構成をもって従来の課題を解決するための手段としている。
【００１１】
なお、本発明において、高温の金属ジェット流からの保護対象は、主として尾翼であるが、尾翼の駆動部や取付部などの機能部位や、その他の外装機器も含まれる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体において、線状火工品が発生する高温の金属ジェット流から尾翼等の保護すべき部位を保護することができ、これにより、設計上において尾翼等の配置の自由度を高めることもできる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法の一実施形態におけるラムロケットを説明する尾部の断面図である。
【図２】ラムロケットの尾部の側面図である。
【図３】干渉部材の干渉部の断面図（ａ）、干渉部材の平面図（ｂ）及び線状火工品の断面図（ｃ）である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面に基づいて、本発明の一実施形態を説明する。
図１は、尾部内部に配置した切り離し部位を線状火工品により分離する構造を有する飛翔体の一例として、ラムロケットＲの尾部部分を説明する断面図である。ラムロケットＲは、図外の頭部側から、サステーナ燃料を充填したタンクと、固体のブースタ推進薬１を装填した燃焼室２と、ラムジェットノズルＪＮを備えると共に、ラムジェットノズルＪＮの内側に、切り離し部位であるロケットノズルＲＮが同軸上で分離可能に装着してある。
【００１５】
燃焼室２の外側には、外気を圧縮して導入する一個乃至は複数の空気取入口（図示せず）が設けてある。ロケットノズルＲＮに装着したノズルクロージャ３は、外気からブースタ推進薬１等を保護するものであり、ブースタ推進薬１の作動時に離脱する。また、ラムロケットＲは、その尾部に、後記する線状火工品の金属ジェット流から保護すべき部位として、図中に仮想線で示す尾翼Ｗを備えている。尾翼Ｗは、例えば９０度間隔で四箇所に配置した可動式の操舵翼であり、当該ラムロケットＲが推力方向制御可能である場合は固定式の安定翼を採用することもある。
【００１６】
上記のラムロケットＲは、ノズルの分離装置として、ラムジェットノズルＪＮの尾部に延長部４を備える共に、この延長部４によりロケットノズルＲＮを保持し、ラムジェットノズルＪＮの内側と同等である延長部４の内側に、線状火工品５を備えている。延長部４は、その尾部近傍に、後に切断部となる薄肉部６を全周にわたって有しており、薄肉部６の内側全周にわたって線状火工品５が取付けてある。
【００１７】
また、延長部４の外側には、線状火工品５の点火装置７が設けてある。点火装置７は、延長部４において、薄肉部６よりも尾部側に固定してある。なお、図１においては、ラムジェットノズルＪＮの延長部４とロケットノズルＲＮとを一体的に示しているが、双方の間に別部材を介装した構造でも良い。
【００１８】
線状火工品５は、例えばＬＳＣ（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｈａｐｅｄ Ｃｈａｒｇｅ）と呼ばれる成形爆薬であって、図３（ｃ）に示すように、保持リング８の収容溝９に収容してある。線状火工品５は、収容溝９の開口部分が薄肉部６の内側に対向するように配置してある。
【００１９】
そして、ラムロケットＲは、図２にも示すように、ラムジェットノズルＪＮの延長部４において、各尾翼Ｗ（保護すべき部位）に対応する位置に、線状火工品５による切断部（薄肉部６）の外周側に延出する干渉部材１０が夫々設けてある。
【００２０】
干渉部材１０は、いわゆる邪魔板に類するものであって、図３（ｂ）に示すように、平板状の取付部１０ａと、取付部１０ａから延出した干渉部１０ｂを有している。この干渉部材１０は、延長部４において、線状火工品５による切断部（薄肉部６）よりも尾部側に、設けてあって、例えば複数のボルト１１を用いて取付部１０ａを固定し、この状態で、干渉部１０ｂが切断部（薄肉部６）の外周側に延出した状態となる。
【００２１】
また、干渉部材１０は、線状火工品５による切断部（薄肉部６）に対向する部分、すなわち干渉部１０ｂの断面が、切断部側を頂点とする尖頭形状を成しており、この実施形態では、図３（ａ）に示す如く切断部側を頂点とする三角形状にしてある。
【００２２】
上記構成を備えたラムロケットＲは、ブースタ推進薬１に点火することにより、ノズルクロージャ３を放出して発射され、さらに加速し、ブースタ推進薬１の焼尽とともに所定速度に達したところで、ロケットノズルＲＮを分離する。
【００２３】
すなわち、電気信号で点火装置７を作動させることで、線状火工品５を起爆し、線状火工品５から発生する高温の金属ジェット流で延長部４の薄肉部６を全周にわたって切断（溶断）する。
【００２４】
これにより、ラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮ、延出部４及び点火装置７等を分離して放出し、その後、燃焼室２において導入外気とサステーナ燃料を混合燃焼させて、飛翔を継続する。
【００２５】
ここで、上記のラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮの分離時には、線状火工品５が発生する高温の金属ジェット流を外側に噴射して延長部４の薄肉部６を切断するので、高温の金属ジェット流が延長部４の外側にも及ぶことになる。
【００２６】
これに対して、ラムロケットＲは、延長部４における尾翼Ｗに対応する位置に、線状火工品５による切断部（薄肉部６）の外周側に延出する干渉部材１０を備えているので、線状火工品５が発生する高温の金属ジェット流を干渉部材１０によって部分的に阻害又は遮蔽し、干渉部材１０よりも外側に位置する尾翼Ｗを高温の金属ジェット流から保護することができる。
【００２７】
また、ラムロケットＲは、干渉部材１０の干渉部１０ｂの断面を、切断部側を頂点とする尖頭形状である三角形状としたので、当該干渉部１０ｂによって高温の金属ジェット流を円滑に分流させることができ、比較的小型の干渉部１０ｂであっても尾翼Ｗの充分な保護効果を得ることができる。
【００２８】
さらに、ラムロケットＲにおいて、干渉部材１０は、線状火工品５による切断部（薄肉部６）よりも尾部側に取り付けてあるので、分離したロケットノズルＲＮとともに廃棄され、飛翔体の継続飛翔に影響を与えることはない。
【００２９】
なお、本発明の飛翔体の分離部の保護装置及び保護方法は、その構成が上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、各構成部位の形状や数などを適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００３０】
ＪＮ ラムジェットノズル
Ｒ ラムロケット
ＲＮ ロケットノズル
Ｗ 尾翼
４ 延長部
５ 線状火工品
６ 薄肉部
１０ 干渉部材
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置であって、
切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品による切断部の外周側に延出する干渉部材を備えたことを特徴とする飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項２】
干渉部材は、線状火工品による切断部に対向する部分の断面が、切断部側を頂点とする尖頭形状を有していることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項３】
干渉部材は、線状火工品による切断部よりも尾部側に取り付けてあることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項４】
保護すべき部位が、飛翔体の尾翼であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか１項に記載の分離部の保護装置を備えたことを特徴とする飛翔体。
【請求項６】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体であって、
該飛翔体から切り離し部位を分離するに際し、
切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に対して、線状火工品の爆発による金属ジェット流を遮蔽する緩衝部材を延出して保護することを特徴とする飛翔体の分離部の保護方法。
【請求項１】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体の分離部の保護装置であって、
切り離し部位の外周で且つ切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に相当する位置に、線状火工品による切断部の外周側に延出する干渉部材を備えたことを特徴とする飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項２】
干渉部材は、線状火工品による切断部に対向する部分の断面が、切断部側を頂点とする尖頭形状を有していることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項３】
干渉部材は、線状火工品による切断部よりも尾部側に取り付けてあることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項４】
保護すべき部位が、飛翔体の尾翼であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の飛翔体の分離部の保護装置。
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか１項に記載の分離部の保護装置を備えたことを特徴とする飛翔体。
【請求項６】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、尾部の内側に配置した線状火工品により切り離し部位の保持部分を全周にわたって切断して切り離し部位を分離する構造を有する飛翔体であって、
該飛翔体から切り離し部位を分離するに際し、
切り離し時の線状火工品の爆発による金属ジェット流から保護すべき部位に対して、線状火工品の爆発による金属ジェット流を遮蔽する緩衝部材を延出して保護することを特徴とする飛翔体の分離部の保護方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公開番号】特開２０１２−４７１４２（Ｐ２０１２−４７１４２Ａ）
【公開日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−１９１８７５（Ｐ２０１０−１９１８７５）
【出願日】平成２２年８月３０日（２０１０．８．３０）
【出願人】（３９００１４３０６）防衛省技術研究本部長 (169)
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
【公開日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年８月３０日（２０１０．８．３０）
【出願人】（３９００１４３０６）防衛省技術研究本部長 (169)
【出願人】（５００３０２５５２）株式会社ＩＨＩエアロスペース (298)
【出願人】（００００００９７４）川崎重工業株式会社 (1,710)
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