(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも前縁部の輪郭を形成すると共に、前縁部の各々の側の表面にて開口するように位置付けられる凹部と各々の側の表面に位置付けられた前記凹部を仕切って分離する仕切り部とを形成する桁部材と、前記凹部に充填された耐熱性の充填部材と、を備え、前記仕切り部は、翼の各々の側の表面から略中央の位置にて平板状に延在していることを特徴とする飛翔体用翼。
【請求項２】
前記凹部の側壁は、翼の表面から内部に向かって末広がりをなすテーパ形状に形成されていることを特徴とする請求項１記載の飛翔体用翼。
【請求項３】
前記充填部材は樹脂材料からなることを特徴とする請求項１又は２記載の飛翔体用翼。
【請求項４】
前記仕切り部には貫通孔が設けられていることを特徴とする請求項１ないし３いずれか１つに記載の飛翔体用翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する利用分野】
本発明は、例えばロケット等の飛翔体に設けられた翼に関し、特に、前縁部の構造に特徴を有した飛翔体用翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ロケット等の飛翔体１は、例えば図１に示すように、胴体部２、胴体部２の後端に配置されて推進力を発生する推進装置３、この推進装置３の外周近傍で胴体２の表面に十字状に設けられた尾翼４等により構成されている。
【０００３】
この尾翼４は、飛翔の際の安定翼として、あるいは、飛翔方向をコントロールする操舵翼として機能するものであり、飛翔の際の空力加熱に耐え得る耐熱性、又、特に操舵翼として機能する場合に尾翼４の両側表面に生じる圧力差等に耐え得る強度，剛性等が要求される。特に尾翼４の前縁部５においては、空力加熱の影響が大きく、場合によっては２０００℃近くまで達するところもある。このように、高温に加熱されると、翼の外板を形成する部材のヤング率が低下し、必要な剛性が得られなくなる。
【０００４】
従って、従来の翼前縁部５においては、図２に示すように、前縁端部材６、桁部材７に対して、翼の両側表面を形成する比較的厚めの外板８ａ，８ｂ，９ａ，９ｂを溶接Ｌｗ等により結合し、又、内部空間に補強部材等を充填した構造が採られていた。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上記従来の前縁構造では、外板８，９が直接空力加熱を受けるため、剛性等を確保すべく厚めの外板が用いられており、結果的に翼の重量増加を招いていた。言い換えると、厚めの外板を用いない場合は、十分な剛性等が得られない構造となっていた。
【０００６】
また、溶接等により各々の部材６，７，８，９を結合するため、溶接後の変形あるいは溶接誤差の累積等により、十分な製造精度を確保することが困難であった。
【０００７】
上記従来技術の課題に鑑み、本発明の目的とするところは、軽量で、かつ耐熱性、強度等を十分確保でき、製造が容易で低コスト化が図れる飛翔体用翼を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明の請求項１に係る飛翔体用翼は、少なくとも前縁部の輪郭を形成すると共に、前縁部の各々の側の表面にて開口するように位置付けられる凹部と各々の側の表面に位置付けられた前記凹部を仕切って分離する仕切り部とを形成する桁部材と、前記凹部に充填された耐熱性の充填部材と、を備え、前記仕切り部は、翼の各々の側の表面から略中央の位置にて平板状に延在している構成となっている。
【０００９】
本発明の請求項２に係る飛翔体用翼は、前記凹部の側壁が、翼の表面から内部に向かって末広がりをなすテーパ形状に形成された構成となっている。
【００１１】
本発明の請求項３に係る飛翔体用翼は、前記充填部材が樹脂材料からなる構成となっている。
【００１２】
本発明の請求項４に係る飛翔体用翼は、前記仕切り部に貫通孔が設けられた構成となっている。
【００１３】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係る飛翔体用翼によれば、桁部材により、少なくとも前縁部の輪郭を形成すると共に両側表面において開口する凹部を形成し、この凹部に耐熱性の充填部材を充填して、翼の表面を形成することから、充填部材の部分では空力加熱による熱の進入あるいは空力加熱による剛性等の低下を抑制することができ、又、充填部材以外の桁部材の部分では、翼の厚さ方向における厚みを十分厚く、すなわち、十分な高さのリブを形成することができるため、十分な機械的強度および剛性を確保しつつ、桁部材に進入した熱を拡散させることができる。
【００１４】
従って、翼の前縁部全体として、空力加熱に対する耐熱性、強度、及び剛性等を確保しつつ、軽量化を達成することができる。
【００１５】
また、翼の一方の表面側に形成された凹部と他方の表面側に形成された凹部との間に、両凹部を仕切って分離する仕切り部を設けたことから、翼の両表面間に圧力差が生じても、その圧力差によって凹部に配設された充填部材が抜け落ちるようなことはなく、充填部材を凹部内に確実に保持することができる。加えて、仕切り部が平板状をなすと共に翼の両表面から対称的な位置にあるため、機械的強度，剛性等の面でも均一化が達成でき、又、充填部材を凹部内に保持する保持力も、翼の各々の表面側で均一にすることができる。
【００１６】
さらに、翼前縁部の輪郭形状をなす部材に対して、翼の表面となる両側から機械加工等を施すことにより、凹部及び仕切り部を備えた桁部材を容易に形成することができる。従って、内部を肉抜きにするような構造のものに比べて、製造性の向上、さらには製造コストの低減等を達成することができる。
【００１７】
本発明の請求項２に係る飛翔体用翼によれば、凹部の開口部が底部に比べ狭くなるように形成されていることから、上記の効果に併せて、翼の振動等によっても充填部材をより一層抜けにくくし、充填部材を凹部内により一層強固に保持することができる。
【００１９】
本発明の請求項３に係る飛翔体用翼によれば、耐熱性の充填部材として樹脂材料を用いることから、軽量化が達成できるのはもちろんのこと、空力加熱による翼内部への進入を極力防止することができ、これにより、桁部材が熱によって受ける影響を極力抑制することができる。
【００２０】
また、凹部内に充填した後硬化させるような樹脂材料を用いることで、製造性をより一層向上させることができる。
【００２１】
本発明の請求項４に係る飛翔体用翼によれば、仕切り部に貫通孔を設けて肉抜きすることにより、仕切り部本来の機能を確保しつつ、翼全体としての軽量化を達成することができる。
【００２２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて説明する。
【００２３】
図３は、本発明に係る飛翔体用翼前縁部の一実施例を示す一部外観斜視図である。図３に示すように、この翼前縁部１０は、前縁部の輪郭を形成する桁部材１１を基本フレームとし、この桁部材１１には、両側の表面Ｓ１，Ｓ２において、複数の矩形状凹部１２が翼の伸長方向に配列するように形成されている。すなわち、一方の表面側に形成された各々の凹部１２は、その配列方向においてリブ１３を介して離隔されており、又、両側の表面Ｓ１，Ｓ２の各々に形成された凹部１２は、仕切り部としての仕切り板１４により離隔されている。
【００２４】
また、前縁部１０の後端側には、翼の本体に結合するための一対の結合用リブ１５が、後方に突出しかつ翼の伸長方向に沿うように形成されている。さらに、この一対の結合用リブ１５には、結合用のリーマボルト等を挿通するための孔１５ａが複数設けられている。
【００２５】
上記桁部材１１を構成する各部分は、空力加熱に耐え得るチタン合金、Ｃ／Ｃ材（炭素繊維強化炭素材料）等に機械加工あるいは成形加工等を施すことにより一体的に形成されている。また、機械的強度等を満足する限り、セラミックス等の焼結材により一体的に成形することも可能である。
【００２６】
そして、上記のように形成された桁部材１１の凹部１２には、軽量で耐熱性の充填部材２０が埋設されることになる。尚、図３では、一部の凹部１２に充填部材２０が埋設された状態を示す。
【００２７】
図４は、本発明に係る飛翔体用翼前縁部の付け根側を示す平面図である。図４に示すように、凹部１２は、前縁部の両側表面ほぼ全域に亘って形成されており、桁部材１１としては、要求される機械的強度、剛性等を満たしつつ、軽量化が達成されるようなフレーム構造に仕上げられている。
【００２８】
また、結合用リブ１５に設けられた孔１５ａは、付け根端１１ａ及び先端１１ｂ（図７参照）近傍に位置するものを除いて、全てリブ１３の延長線上に位置するように形成されている。
【００２９】
上記構成とすることで、リーマボルト等の締結手段を孔１５ａに挿通させて前縁部１０を翼本体３０（図８参照）に取り付けた状態での機械的強度，剛性等を高めることができる。
【００３０】
次に、凹部１２の形状について図５及び図６に基づいて説明する。尚、図５は図４中のＡ−Ａ部における拡大断面図、図６は図４中のＢ−Ｂ部における拡大断面図をそれぞれ示すものである。
【００３１】
図５及び図６に示すように、翼前縁部の骨格をなす桁部材１１の両側の表面Ｓ１，Ｓ２各々に形成される凹部１２は、略中央部に位置する仕切り板１４により離隔されており、これら凹部１２を画定する側壁１２ａは、凹部空間が表面Ｓ１，Ｓ２から内部に向かって末広がりをなすテーパ形状となるように、仕切り板１４に垂直な方向に対して所定角度θ傾斜させられている。
【００３２】
この傾斜角度θは、充填部材２０の脱落を防止する点では大きい方がよいが、外部から機械加工により凹部１２を形成する場合の加工条件等を考慮して、又、挿着する充填部材２０として、柔軟性の高いもの（挿着後硬化させるもの）を採用するか、あるいは、焼結材等の柔軟性の低いものを採用するか等を考慮して設定される。
【００３３】
また、両側の表面Ｓ１，Ｓ２に形成された凹部１２を仕切って分離する仕切り板１４は、両表面Ｓ１，Ｓ２から略等しい距離、すなわち、線対称の中心線上にて延在するように形成されている。
【００３４】
このように、略中央部に位置付けられることで、重心を中央部に近づけることができるのはもちろんのこと、両表面Ｓ１，Ｓ２から受ける空力加熱あるいは圧力荷重等により生じる応力等の平滑化、すなわち、局部的な応力集中等を抑制することができる。
【００３５】
また、仕切り板１４は、充填部材２０によって両側から覆われるようになっている為、従来の外板のように、空力加熱による熱の影響を直接受けることはない。従って、要求される機械的強度，剛性等を満たす範囲で、できるだけ板厚を薄くすることができ、これにより、翼全体の軽量化を行うことができる。
【００３６】
尚、仕切り板１４の本来的な機能は、凹部１２に埋設された充填部材２０の脱落を防止する点にあるため、必ずしも中央部に設ける必要はなく、いずれかの表面Ｓ１又はＳ２側に偏倚した位置に設けることも可能である。
【００３７】
さらに、上述の桁部材１１においては、図６に示すように、翼の前後方向（図６において、紙面に垂直な方向）に伸長する複数のリブ１３を設け、かつ、これらのリブ１３が翼の一方の表面Ｓ１から他方の表面Ｓ２まで伸びる一体的な厚肉のものとして形成されている。
【００３８】
すなわち、空力加熱による熱の進入方向に十分な厚さが確保されているため、桁部材１１に進入した熱を効率良く拡散させて、局部的な温度上昇を抑制することができる。また、リブ１３の断面係数も大きく設定されるため、曲げ等に対して十分な機械的強度、剛性を確保することができる。
【００３９】
次に、桁部材１１の凹部１２に埋設される充填部材２０について説明する。
【００４０】
この充填部材２０は、図３，図４，及び図６に示すように、桁部材１１の凹部１２に埋設されて、翼表面Ｓ１，Ｓ２の殆んどの領域を形成し、空力加熱により生じた熱が翼内部に伝わるのを遮断する役割をなすものである。
【００４１】
従って、充填部材２０として用いられる材料としては、軽量であるのはもちろんのこと、高い耐熱性をもつものでなければならない。この高耐熱性の材料では、一般に熱伝導率が非常に小さいため、空力加熱により空気と接触する表面近傍は高温に加熱されても、内部には熱が伝わらず、その分だけ桁部材１１の熱に対する設計条件を緩かにする、すなわち、薄肉等にすることができる。
【００４２】
具体的な材料としては、フェノール樹脂系、シリコーン樹脂系等の耐熱樹脂材料、あるいは、セラミックス等の焼結材料を用いることが可能である。
【００４３】
上記充填部材２０を凹部１２に設ける手法としては、材料として樹脂材料を用いる場合は、流動状態あるいは柔軟性のある成形状態にある樹脂材料を凹部１２に充填し、その後硬化させて所定の形状に仕上げることにより行うことができ、一方、材料としてセラミックス等の焼結材料を用いる場合は、予めタイル状に成形されたものを耐熱性接着剤を用いて凹部１２に埋設して固着させることにより行うことができる。尚、後者のタイル状充填部材を用いる場合には、その埋設作業を容易にするために、凹部１２を画定する側壁１２ａの傾斜角度θ、あるいは、タイル状充填部材と側壁１２ａとの隙間等を考慮して、タイル状充填部材の成形寸法等を決定する必要がある。
【００４４】
ここで、上述の充填部材２０は、図３，図４，及び図６に示すように、凹部１２の開口部領域のみにおいて翼（前縁部）の表面を形成しており、その他の領域では、桁部材１１の表面が露出して、翼（前縁部）全体の輪郭を形成している。
【００４５】
このように、桁部材１１の一部を露出させて翼表面の一部とすることで、充填部材２０の表面をこの桁部材１１の露出した表面に倣わせることができ、これにより、翼（前縁部）表面の平面度，平滑度を確保することができる。
【００４６】
但し、上記の平面度，平滑度等が十分確保される限り、桁部材１１の表面全体を充填部材２０と同様の耐熱材料により、薄層状に被覆することも可能である。図７は、本発明に係る飛翔体用翼前縁部の先端側を示す平面図である。図７に示す翼前縁部の実施例では、両側の表面Ｓ１，Ｓ２各々に形成された凹部１２を仕切る仕切り板１４に対して、複数の貫通孔１４ａが形成されている以外は、図４〜図６に示す実施例と同様の構成となっている。
【００４７】
上記構成とすることで、充填部材２０の抜け落ち防止という機能を維持しつつ、機械的強度をそれ程低下させることなく、桁部材１１の軽量化、さらには翼全体の軽量化を達成することができる。
【００４８】
次に、上記のように構成された前縁部１０を翼本体３０に結合する手法について説明する。
【００４９】
図８は、前縁部１０を翼本体３０に結合した状態を示す一部断面図である。組み付け手順としては、図８に示すように、先ず前縁部１０の後端に設けられた一対の結合用リブ１５間に、翼本体３０の前縁部を挿着する。
【００５０】
続いて、結合用リブ１５に設けられた孔１５ａを翼本体３０に設けられたリーマ孔３１に合わせて、リーマボルト４０及びリーマナット４１を孔１５ａ及びリーマ孔３１に挿着し、両者を締結する。
【００５１】
その後、リーマボルト４０及びリーマナット４１の頭部を覆うようにそれぞれ耐熱材５０を塗布あるいは貼着する。
【００５２】
尚、翼本体３０の両表面には、耐熱材５０と面一になるように断熱用コルク３２等が設けられている。
【００５３】
以上のようにして、前縁部１０と翼本体３０との組み付けを完了し、最終的な翼に仕上げることができる。
【００５４】
ここで、翼表面の平滑度を高めて空気抵抗を減らすために、表面全体を耐熱性塗料を用いて塗装仕上げすることも可能である。
【００５５】
以上述べた実施例は、本発明の一例に過ぎず、何んらこれに限定されるものではない。例えば、桁部材１１の形状は、図３〜図７に示すものに限るものではなく、桁部材１１の本来の機能である機械的強度，剛性等が得られるものであれば、凹部１２の形状を円形あるいは多角形等にすることもでき、リブ１３及び貫通孔１４ａの形状等も種々のタイプのものを適用することができる。
【００５６】
また、凹部１２に設けられる充填部材２０は、本来の機能である空力加熱に対する耐熱性、断熱性等が確保されるものであれば、上述の材料及び形状等に限定されるものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  従来における飛翔体の外観を示すものであり、図（ａ）は側面図、図１（ｂ）は平面図である。
【図２】  従来の飛翔体用翼における前縁部の一部を示す外観斜視図である。
【図３】  本発明に係る飛翔体用翼の前縁部の一部を示す外観斜視図である。
【図４】  本発明に係る飛翔体用翼の前縁部の付け根側を示す平面図である。
【図５】  図４中のＡ−Ａ部における拡大断面図である。
【図６】  図４中のＢ−Ｂ部における拡大断面図である。
【図７】  本発明に係る飛翔体用翼の前縁部の他の実施例を示す平面図である。
【図８】  本発明に係る飛翔体用翼の前縁部と翼本体とを結合した状態を示す断面図である。
【符号の説明】
１  飛翔体
４  尾翼
５  前縁部
１０  前縁部
１１  桁部材
１２  凹部
１２ａ  側壁
１３  リブ
１４  仕切り板（仕切り部）
１４ａ  貫通孔
１５  結合用リブ
１５ａ  孔
２０  充填部材
３０  翼本体
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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