飛翔体の切り離し構造及び切り離し方法
【課題】尾部内部に切り離し部位を有する飛翔体として、例えばラムロケットにおいて、飛翔体の尾部の損傷を防止することができる飛翔体の切り離し構造を提供する。
【解決手段】ラムジェットノズルＪＮに装着した筒状のホルダ４によりロケットノズルＲＮを保持し、線状火工品６によりホルダ４の尾部を全周にわたって切断してロケットノズルＲＮを分離する構造を有するラムロケットＲの切り離し構造。ホルダ４に、線状火工品６による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンド１６を設け、バンド１６によりホルダ４の亀裂発生を防止する。さらに、分離時の線状火工品の爆発エネルギーを、バンド１６の締結ボルトのシェアーピン的使用による吸収やバンド１６の頭部側への移動による吸収により転換して、効率的なエネルギー吸収を行うと共に、このようなエネルギー分散により飛翔体の軽量・小型化を図ることができる。
【解決手段】ラムジェットノズルＪＮに装着した筒状のホルダ４によりロケットノズルＲＮを保持し、線状火工品６によりホルダ４の尾部を全周にわたって切断してロケットノズルＲＮを分離する構造を有するラムロケットＲの切り離し構造。ホルダ４に、線状火工品６による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンド１６を設け、バンド１６によりホルダ４の亀裂発生を防止する。さらに、分離時の線状火工品の爆発エネルギーを、バンド１６の締結ボルトのシェアーピン的使用による吸収やバンド１６の頭部側への移動による吸収により転換して、効率的なエネルギー吸収を行うと共に、このようなエネルギー分散により飛翔体の軽量・小型化を図ることができる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体において、切り離し部位を分離するのに用いる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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有する飛翔体として、例えばラムロケットは、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成形爆薬等の線状火工品で延出部を切断して、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）。
【０００４】
上記のように、線状火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、ラムジェットノズルの延出部を切断、すなわち耐熱強度が要求される重要な機能部品の一部を切断するので、確実な切断が行われるように、また、切断後のラムジェットノズルの機能が維持できるように充分に配慮しなければならない。
【０００７】
そこで、分離機構の改良として、ラムジェットノズルの外側に筒状のホルダを設けると共に、ラムジェットノズルの尾部からホルダの一部を延出させてこれを延出部とし、この延出部でロケットノズルを保持すると共に、延出部を切断してロケットノズルを分離するものが考えられた。このとき、ホルダは、ラムジェットノズルよりも切断し易い部品とすることができる。このように、ラムジェットノズルとは別部品であるホルダを切断する構造にすれば、確実な切断やラムジェットノズルの機能維持を容易に実現することができる。
【０００８】
ところが、上記したようなラムロケットは、ホルダの採用により、良好な分離機能が得られる一方で、ホルダにおいて切断部から亀裂が生じることがあった。このような亀裂が生じると、例えば、ホルダが部分的に捲れ上がって操舵翼等の機能部と干渉する恐れがある。このため、従来のラムロケットでは、ホルダの亀裂発生や亀裂によるホルダの変形を防ぐ必要があった。
【０００９】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置した飛翔体の分離装置であって、切り離し部位の分離時において、飛翔体の尾部の損傷を防止することができる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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】
【００１０】
本発明の飛翔体の切り離し構造は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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切り離し構造であって、ホルダに、線状火工品による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンドを設けた構成としており、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。
【００１１】
本発明の飛翔体の切り離し方法は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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、バンドのフープ変形、バンドの締結ボルトのシェアーピン効果及びバンドの頭部側への移動のうちの少なくとも一つの手段により切り離し時の余剰なエネルギーを吸収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。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の飛翔体の切り離し構造及び切り離し方法は、切り離し部位の分離時に、バンドによって飛翔体の尾部の損傷を防止することができ、とくに、ホルダの切断部からの亀裂発生を防ぐことができ、また、亀裂が発生した場合でも、バンドによってホルダの変形を阻止することができる。そして、分離時の線状火工品の爆発エネルギーを、バンドのフープ弾性変形吸収、バンドの締結ボルトのシェアーピン的使用による吸収、及びバンドの頭部側への移動による吸収により転換して、効率的なエネルギー吸収を行うと共に、このようなエネルギー分散による飛翔体の軽量・小型化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明に係わる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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】ホルダを説明する側面図である。
【図３】ホルダの開裂用溝及び開口部を説明する側面図である。
【図４】線状火工品の保持リングを説明する片側省略の正面図（ａ）及び図ａ中のＡ−Ａ線矢視に基づく断面図（ｂ）である。
【図５】ロケットノズル分離後の状態を示すラムロケットの尾部の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面に基づいて、本発明の尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体の一例であるラムロケットを用いて一実施形態を説明する。
図１は、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、図中に仮想線で示す操舵翼Ｗを備えている場合もある。
【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の外側に装着した筒状のホルダ４と、両ノズルＪＮ，ＲＮの間に保持リング５とともに介装した線状火工品６と、線状火工品６の点火装置７を備えている。
【００１７】
ホルダ４は、ラムジェットノズルＪＮの尾部から一部を延出させてこれを延出部８とし、延出部８の端部に、ロケットノズルＲＮの外周に設けた外向きフランジ９が係合する内向きフランジ１０を備えている。つまり、ホルダ４は、その尾部側の端部（延出部８）においてロケットノズルＲＮを保持している。また、ホルダ４は、延出部８との境界部分に、後に切断部となる薄肉部１１が全周にわたって設けてある。
【００１８】
図４（ａ）に示す保持リング５は、その全周にわたって外向きの収容溝１２を有するもので、この収容溝１２に線状火工品６を収容し、ロケットノズルＲＮの外向きフランジ９に取付けてある。この保持リング５は、ロケットノズルＲＮへの組み付けの都合上、円周方向において複数に分割したものでも良い。
【００１９】
線状火工品６は、例えばＬＳＣ（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｈａｐｅｄ Ｃｈａｒｇｅ）と呼ばれる成形爆薬であって、図４（ｂ）に示すように、ノイマン効果をもたらすＶ溝を有しており、そのＶ溝を外側に向けた状態で保持リング５の収容溝１２に収容してある。
【００２０】
このとき、線状火工品６は、保持リング５の収容溝１２の開口部分を通して、Ｖ溝がホルダ４の薄肉部１１の内側に対向するように配置される。
【００２１】
点火装置７は、ホルダ４の延出部８にねじ１３で固定してあって、電気信号により起爆されるデトネータ１４と、デトネータ１４から線状火工品６に至る伝爆部１５を備えている。伝爆部１５は、爆薬を内蔵したチューブであって、ホルダ４の薄肉部１１に予め形成した穴を通して線状火工品６に接続してある。
【００２２】
そして、ラムロケットＲは、図２に示すように、ホルダ４に、線状火工品６による切断部（薄肉部１１）よりもロケット頭部側の外周を拘束するバンド１６と、バンド１６のロケット頭部側への移動を規制する複数のバンドストッパ１７を備えている。
【００２３】
また、ホルダ４には、図３にも示すように、線状火工品６による切断部（薄肉部１１）から頭部方向に沿って形成した開裂用溝１８と、開裂用溝１８の端部に連続する開口部１９が形成してある。ホルダ４は、開裂用溝１８の部分で薄肉になっている。開口部１９は、その形状がとくに限定されるものではないが、曲線と直線から成る形状が好ましく、応力が集中する角部の無い形状である。
【００２４】
開裂用溝１８及び開口部１９は、亀裂の発生を許容し得る部位、例えば操舵翼Ｗ等の機能部から極力離間した部位に設けるのがより一層好ましい。
【００２５】
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。
【００２６】
すなわち、電気信号で点火装置７を作動させることで、伝爆部１５を介して線状火工品６を起爆し、線状火工品６から発生する高温のジェットでホルダ４の薄肉部１１を全周にわたって切断（溶断）する。
【００２７】
これにより、ラムロケットＲは、図１中に斜線を付したロケットノズルＲＮ、ホルダ４の延出部８、保持リング５及び点火装置７を分離して放出する。放出後の状態を図５に示す。その後、ラムロケットＲは、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。
【００２８】
上記のラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮの分離時において、ホルダ４の薄肉部１１を切断するが、ホルダ４には、薄肉部１１よりも頭部側の外周を拘束するバンド１６が設けてあるので、切断部からの亀裂の発生を防ぐことが可能である。
【００２９】
また、ラムロケットＲは、ホルダ４に亀裂が発生するほどの力が加わった場合には、開裂用溝１８が積極的に裂けて亀裂となることで力を吸収し、この際、開口部１９によって亀裂が過大に進展するのを阻止することができる。
【００３０】
このように、ラムロケットＲは、開裂用溝１８が裂けて亀裂となった場合でも、バンド１６が設けてあるので、亀裂の部分からホルダ４が捲れ上がるように変形するのを阻止することができ、しかも、ホルダ４にはバンド１６の移動を規制するバンドストッパ１７が設けてあるので、バンド１６によってホルダ４の変形を阻止する機能をより確実に維持することができる。
【００３１】
さらに、ラムロケットＲは、ホルダにおいて、万一、開裂用溝１８以外の部分に亀裂が発生したとしても、バンド１６及びバンドストッパ１７により、ホルダ４の変形（フープ変形）を阻止することができる。また、極限的な設計においては、バンド１６のバンドストッパ１７や締結ボルトのシェアーピン効果、及びバンド１６の頭部側への移動によるエネルギー吸収を利用することにより、さらなる小型・軽量化を図ることも可能である。
【００３２】
これにより、当該ラムロケットＲは、外側に変形したホルダ４が操舵翼Ｗなどの機能部と干渉するような事態を未然に防止することができ、ロケットノズルＲＮの分離後においても、良好な飛翔を続けることができる。
【００３３】
なお、本発明の飛翔体の切り離し構造は、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】
【００３４】
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
４ ホルダ
６ 線状火工品
１１ 薄肉部
１６ バンド
１７ バンドストッパ
１８ 開裂用溝
１９ 開口部
【技術分野】
【０００１】
本発明は、尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体において、切り離し部位を分離するのに用いる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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有する飛翔体として、例えばラムロケットは、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成形爆薬等の線状火工品で延出部を切断して、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）。
【０００４】
上記のように、線状火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、ラムジェットノズルの延出部を切断、すなわち耐熱強度が要求される重要な機能部品の一部を切断するので、確実な切断が行われるように、また、切断後のラムジェットノズルの機能が維持できるように充分に配慮しなければならない。
【０００７】
そこで、分離機構の改良として、ラムジェットノズルの外側に筒状のホルダを設けると共に、ラムジェットノズルの尾部からホルダの一部を延出させてこれを延出部とし、この延出部でロケットノズルを保持すると共に、延出部を切断してロケットノズルを分離するものが考えられた。このとき、ホルダは、ラムジェットノズルよりも切断し易い部品とすることができる。このように、ラムジェットノズルとは別部品であるホルダを切断する構造にすれば、確実な切断やラムジェットノズルの機能維持を容易に実現することができる。
【０００８】
ところが、上記したようなラムロケットは、ホルダの採用により、良好な分離機能が得られる一方で、ホルダにおいて切断部から亀裂が生じることがあった。このような亀裂が生じると、例えば、ホルダが部分的に捲れ上がって操舵翼等の機能部と干渉する恐れがある。このため、従来のラムロケットでは、ホルダの亀裂発生や亀裂によるホルダの変形を防ぐ必要があった。
【０００９】
本発明は、上記従来の状況に鑑みて成されたもので、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置した飛翔体の分離装置であって、切り離し部位の分離時において、飛翔体の尾部の損傷を防止することができる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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】
【００１０】
本発明の飛翔体の切り離し構造は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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切り離し構造であって、ホルダに、線状火工品による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンドを設けた構成としており、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。
【００１１】
本発明の飛翔体の切り離し方法は、飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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、バンドのフープ変形、バンドの締結ボルトのシェアーピン効果及びバンドの頭部側への移動のうちの少なくとも一つの手段により切り離し時の余剰なエネルギーを吸収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。
【発明の効果】
【００１２】
本発明の飛翔体の切り離し構造及び切り離し方法は、切り離し部位の分離時に、バンドによって飛翔体の尾部の損傷を防止することができ、とくに、ホルダの切断部からの亀裂発生を防ぐことができ、また、亀裂が発生した場合でも、バンドによってホルダの変形を阻止することができる。そして、分離時の線状火工品の爆発エネルギーを、バンドのフープ弾性変形吸収、バンドの締結ボルトのシェアーピン的使用による吸収、及びバンドの頭部側への移動による吸収により転換して、効率的なエネルギー吸収を行うと共に、このようなエネルギー分散による飛翔体の軽量・小型化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明に係わる飛翔体の切り離し構造及び切り離し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】ホルダを説明する側面図である。
【図３】ホルダの開裂用溝及び開口部を説明する側面図である。
【図４】線状火工品の保持リングを説明する片側省略の正面図（ａ）及び図ａ中のＡ−Ａ線矢視に基づく断面図（ｂ）である。
【図５】ロケットノズル分離後の状態を示すラムロケットの尾部の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下、図面に基づいて、本発明の尾部内部に切り離し部位を備えた飛翔体の一例であるラムロケットを用いて一実施形態を説明する。
図１は、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、図中に仮想線で示す操舵翼Ｗを備えている場合もある。
【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の外側に装着した筒状のホルダ４と、両ノズルＪＮ，ＲＮの間に保持リング５とともに介装した線状火工品６と、線状火工品６の点火装置７を備えている。
【００１７】
ホルダ４は、ラムジェットノズルＪＮの尾部から一部を延出させてこれを延出部８とし、延出部８の端部に、ロケットノズルＲＮの外周に設けた外向きフランジ９が係合する内向きフランジ１０を備えている。つまり、ホルダ４は、その尾部側の端部（延出部８）においてロケットノズルＲＮを保持している。また、ホルダ４は、延出部８との境界部分に、後に切断部となる薄肉部１１が全周にわたって設けてある。
【００１８】
図４（ａ）に示す保持リング５は、その全周にわたって外向きの収容溝１２を有するもので、この収容溝１２に線状火工品６を収容し、ロケットノズルＲＮの外向きフランジ９に取付けてある。この保持リング５は、ロケットノズルＲＮへの組み付けの都合上、円周方向において複数に分割したものでも良い。
【００１９】
線状火工品６は、例えばＬＳＣ（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｈａｐｅｄ Ｃｈａｒｇｅ）と呼ばれる成形爆薬であって、図４（ｂ）に示すように、ノイマン効果をもたらすＶ溝を有しており、そのＶ溝を外側に向けた状態で保持リング５の収容溝１２に収容してある。
【００２０】
このとき、線状火工品６は、保持リング５の収容溝１２の開口部分を通して、Ｖ溝がホルダ４の薄肉部１１の内側に対向するように配置される。
【００２１】
点火装置７は、ホルダ４の延出部８にねじ１３で固定してあって、電気信号により起爆されるデトネータ１４と、デトネータ１４から線状火工品６に至る伝爆部１５を備えている。伝爆部１５は、爆薬を内蔵したチューブであって、ホルダ４の薄肉部１１に予め形成した穴を通して線状火工品６に接続してある。
【００２２】
そして、ラムロケットＲは、図２に示すように、ホルダ４に、線状火工品６による切断部（薄肉部１１）よりもロケット頭部側の外周を拘束するバンド１６と、バンド１６のロケット頭部側への移動を規制する複数のバンドストッパ１７を備えている。
【００２３】
また、ホルダ４には、図３にも示すように、線状火工品６による切断部（薄肉部１１）から頭部方向に沿って形成した開裂用溝１８と、開裂用溝１８の端部に連続する開口部１９が形成してある。ホルダ４は、開裂用溝１８の部分で薄肉になっている。開口部１９は、その形状がとくに限定されるものではないが、曲線と直線から成る形状が好ましく、応力が集中する角部の無い形状である。
【００２４】
開裂用溝１８及び開口部１９は、亀裂の発生を許容し得る部位、例えば操舵翼Ｗ等の機能部から極力離間した部位に設けるのがより一層好ましい。
【００２５】
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。
【００２６】
すなわち、電気信号で点火装置７を作動させることで、伝爆部１５を介して線状火工品６を起爆し、線状火工品６から発生する高温のジェットでホルダ４の薄肉部１１を全周にわたって切断（溶断）する。
【００２７】
これにより、ラムロケットＲは、図１中に斜線を付したロケットノズルＲＮ、ホルダ４の延出部８、保持リング５及び点火装置７を分離して放出する。放出後の状態を図５に示す。その後、ラムロケットＲは、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。
【００２８】
上記のラムロケットＲは、ロケットノズルＲＮの分離時において、ホルダ４の薄肉部１１を切断するが、ホルダ４には、薄肉部１１よりも頭部側の外周を拘束するバンド１６が設けてあるので、切断部からの亀裂の発生を防ぐことが可能である。
【００２９】
また、ラムロケットＲは、ホルダ４に亀裂が発生するほどの力が加わった場合には、開裂用溝１８が積極的に裂けて亀裂となることで力を吸収し、この際、開口部１９によって亀裂が過大に進展するのを阻止することができる。
【００３０】
このように、ラムロケットＲは、開裂用溝１８が裂けて亀裂となった場合でも、バンド１６が設けてあるので、亀裂の部分からホルダ４が捲れ上がるように変形するのを阻止することができ、しかも、ホルダ４にはバンド１６の移動を規制するバンドストッパ１７が設けてあるので、バンド１６によってホルダ４の変形を阻止する機能をより確実に維持することができる。
【００３１】
さらに、ラムロケットＲは、ホルダにおいて、万一、開裂用溝１８以外の部分に亀裂が発生したとしても、バンド１６及びバンドストッパ１７により、ホルダ４の変形（フープ変形）を阻止することができる。また、極限的な設計においては、バンド１６のバンドストッパ１７や締結ボルトのシェアーピン効果、及びバンド１６の頭部側への移動によるエネルギー吸収を利用することにより、さらなる小型・軽量化を図ることも可能である。
【００３２】
これにより、当該ラムロケットＲは、外側に変形したホルダ４が操舵翼Ｗなどの機能部と干渉するような事態を未然に防止することができ、ロケットノズルＲＮの分離後においても、良好な飛翔を続けることができる。
【００３３】
なお、本発明の飛翔体の切り離し構造は、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】
【００３４】
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
４ ホルダ
６ 線状火工品
１１ 薄肉部
１６ バンド
１７ バンドストッパ
１８ 開裂用溝
１９ 開口部
【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、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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切り離し構造であって、
ホルダに、線状火工品による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンドを設けたことを特徴とする飛翔体の切り離し構造。
【請求項２】
ホルダが、線状火工品による切断部から頭部方向に沿って形成した開裂用溝と、開裂用溝の端部に連続する開口部を備えていることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の切り離し構造。
【請求項３】
ホルダが、バンドの頭部側への移動を規制するバンドストッパを備えていることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の切り離し構造。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか１項に記載の切り離し構造を備えたことを特徴とする飛翔体。
【請求項５】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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、
バンドのフープ変形、バンドの締結ボルトのシェアーピン効果及びバンドの頭部側への移動のうちの少なくとも一つの手段により切り離し時の余剰なエネルギーを吸収することを特徴とする飛翔体の切り離し方法。
【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、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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切り離し構造であって、
ホルダに、線状火工品による切断部よりも頭部側の外周を拘束するバンドを設けたことを特徴とする飛翔体の切り離し構造。
【請求項２】
ホルダが、線状火工品による切断部から頭部方向に沿って形成した開裂用溝と、開裂用溝の端部に連続する開口部を備えていることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の切り離し構造。
【請求項３】
ホルダが、バンドの頭部側への移動を規制するバンドストッパを備えていることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の切り離し構造。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか１項に記載の切り離し構造を備えたことを特徴とする飛翔体。
【請求項５】
飛翔体の尾部内部に切り離し部位を配置すると共に、飛翔体の尾部に装着した筒状のホルダにより切り離し部位を保持し、飛翔体の尾部と切り離し部位の間に介装した線状火工品によりホルダの尾部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、
バンドのフープ変形、バンドの締結ボルトのシェアーピン効果及びバンドの頭部側への移動のうちの少なくとも一つの手段により切り離し時の余剰なエネルギーを吸収することを特徴とする飛翔体の切り離し方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１２−４６１３２（Ｐ２０１２−４６１３２Ａ）
【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２０１０−１９２０３６（Ｐ２０１０−１９２０３６）
【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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