特許 5949105 姿勢制御構造及び射出試験装置

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】5949105

(24)【登録日】2016年6月17日

(45)【発行日】2016年7月6日

(54)【発明の名称】姿勢制御構造及び射出試験装置

(51)【国際特許分類】

   F41F 7/00 20060101AFI20160623BHJP

   G01N 3/313 20060101ALI20160623BHJP

   F42B 14/06 20060101ALI20160623BHJP

【ＦＩ】

   F41F7/00

   G01N3/313

   F42B14/06

【請求項の数】9

【全頁数】14

(21)【出願番号】特願2012-103558(P2012-103558)

(22)【出願日】2012年4月27日

(65)【公開番号】特開2013-231548(P2013-231548A)

(43)【公開日】2013年11月14日

【審査請求日】2015年2月24日

(73)【特許権者】

【識別番号】000000099

【氏名又は名称】株式会社ＩＨＩ

(74)【代理人】

【識別番号】100068021

【弁理士】

【氏名又は名称】絹谷 信雄

(72)【発明者】

【氏名】島村 和夫

(72)【発明者】

【氏名】福重 進也

(72)【発明者】

【氏名】北川 潤一

【審査官】 畔津 圭介

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許第０４０２２０５３（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開２０１１−０６４６７０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００８／０１７８７２９（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００４−２７１２１６（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ４１Ｆ ７／００

Ｆ４２Ｂ １４／０６

Ｇ０１Ｎ ３／００− ３／６２

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

射出された飛翔体の姿勢変化を抑制する姿勢制御構造において、
前記飛翔体の軌道を囲繞するように設けられ、前記飛翔体の姿勢を拘束しつつその軌道を強制するガイドレールと、
前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が可変となるように、前記ガイドレールを動径方向に可動自在に支持する支持機構と、
を備え、
前記ガイドレールは、前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が射出方向先端側に先細りとなるように支持されることを特徴とする姿勢制御構造。

【請求項2】

前記支持機構は、
前記ガイドレールを束ねる支持枠と、
前記支持枠の外側から内側に向かって進退自在に挿入され、前記支持枠の内側に位置する先端部に前記ガイドレールが取り付けられる棒状部材と、
を備える請求項１に記載の姿勢制御構造。

【請求項3】

前記棒状部材はネジ構造によって進退自在とされる請求項２に記載の姿勢制御構造。

【請求項4】

前記棒状部材は弾性部材によって進退自在とされる請求項２に記載の姿勢制御構造。

【請求項5】

前記ガイドレールは、前記飛翔体に比べて柔らかい材料からなる請求項１〜４のいずれかに記載の姿勢制御構造。

【請求項6】

前記ガイドレールは、前記飛翔体に比べて硬い材料からなる請求項１〜４のいずれかに記載の姿勢制御構造。

【請求項7】

飛翔体を保持したサボを射出方向後端に収容し、前記サボを圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して射出するための発射管と、
前記発射管の射出方向先端側に設けられ、前記発射管から射出された前記飛翔体を衝突させる標的と、
前記飛翔体と前記サボとを分離させて前記飛翔体を前記標的に衝突させるための分離板と、
を備え、
前記分離板の射出方向先端側には、前記飛翔体の軌道を囲繞するように設けられ、前記飛翔体の姿勢を拘束しつつその軌道を強制するガイドレールと、前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が可変となるように、前記ガイドレールを動径方向に可動自在に支持する支持機構と、を備え、前記射出された飛翔体の姿勢変化を抑制する姿勢制御構造が設けられることを特徴とする射出試験装置。

【請求項8】

前記分離板は、前記サボから分離された前記飛翔体を前記姿勢制御構造のガイドレールで囲繞された部分に誘導する、射出方向先端側に先細りのガイド孔を備える請求項７に記載の射出試験装置。

【請求項9】

前記サボは、
前記発射管の内径と同じ大きさの外径に形成されたサボ本体と、
前記サボ本体内に形成された中空部に収容される緩衝材と、
を備える請求項７又は８に記載の射出試験装置。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、飛翔体を標的に衝突させてその飛翔体や標的の材料特性を調査する射出試験用の姿勢制御構造及び射出試験装置に関するものである。

【背景技術】

【0002】

高速変形下における材料特性を調査するための試験として、圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して飛翔体を射出し、射出された飛翔体を標的に衝突させる射出試験（テイラー衝撃試験）がある。

【0003】

射出試験の再現性を向上させるためには、飛翔体を標的に対して、毎回、略同じ姿勢で衝突させる必要がある。

【0004】

飛翔体の姿勢を安定させる方法としては、飛翔体の直径よりも僅かに大きい内径を有する専用の加速管を用いて、飛翔体をその姿勢を保持しつつ加速する方法（例えば、非特許文献１参照）、飛翔体を専用のカートリッジに入れてその姿勢を保持したまま射出し、標的の手前でカートリッジから飛翔体を分離させ、飛翔体だけを標的に衝突させる方法（例えば、非特許文献２参照）、又はサボと呼ばれる入れ物に飛翔体を入れてその姿勢を保持したまま射出し、空気抵抗を利用して飛翔体とサボとを分離させ、飛翔体だけを標的に衝突させる方法（例えば、非特許文献３参照）等がある。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【特許文献1】特開２０１１−６４６７０号公報

【非特許文献】

【0006】

【非特許文献1】B. Wang et al., Taylor impact test for ductile porous materials - Part 2: experiments, Int. J. of Impact Engineering, 28 (2003) 499-511

【非特許文献2】J. W. House, Taylor Impact Testing, AFATL-TR-89-41, 1989

【非特許文献3】D. F. T. Winter, The penetration of targets by long rod projectiles, AD 595793, 2006

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0007】

しかしながら、専用の加速管を用いる方法では、飛翔体の加速中の姿勢安定性に優れているものの、飛翔体の寸法ごとに異なる内径の加速管を準備する必要があり、経済的な観点等から実現性に乏しい。同様に、カートリッジを用いる方法も飛翔体の寸法の制約を受ける。

【0008】

また、サボを用いる方法では、空気抵抗を利用して飛翔体とサボとを分離させるため、飛翔体とサボとを分離させるのに十分な距離の分離区間を確保する必要があり、射出試験装置が大型化してしまう。

【0009】

そこで、本発明の目的は、射出試験装置の小型化を実現することができ、且つ、射出された飛翔体の姿勢を保持して再現性の良い射出試験を低価格で行える姿勢制御構造及び射出試験装置を提供することにある。

【課題を解決するための手段】

【0010】

この目的を達成するために創案された本発明は、射出された飛翔体の姿勢変化を抑制する姿勢制御構造において、前記飛翔体の軌道を囲繞するように設けられ、前記飛翔体の姿勢を拘束しつつその軌道を強制するガイドレールと、前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が可変となるように、前記ガイドレールを動径方向に可動自在に支持する支持機構と、を備え、前記ガイドレールは、前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が射出方向先端側に先細りとなるように支持される姿勢制御構造である。

【0011】

前記支持機構は、前記ガイドレールを束ねる支持枠と、前記支持枠の外側から内側に向かって進退自在に挿入され、前記支持枠の内側に位置する先端部に前記ガイドレールが取り付けられる棒状部材と、を備えると良い。

【0012】

前記棒状部材はネジ構造によって進退自在とされると良い。

【0013】

前記棒状部材は弾性部材によって進退自在とされても良い。

【0015】

前記ガイドレールは、前記飛翔体に比べて柔らかい材料からなると良い。

【0016】

前記ガイドレールは、前記飛翔体に比べて硬い材料からなっても良い。

【0017】

また、本発明は、飛翔体を保持したサボを射出方向後端に収容し、前記サボを圧縮ガスや爆薬のエネルギを利用して射出するための発射管と、前記発射管の射出方向先端側に設けられ、前記発射管から射出された前記飛翔体を衝突させる標的と、前記飛翔体と前記サボとを分離させて前記飛翔体を前記標的に衝突させるための分離板と、を備え、前記分離板の射出方向先端側には、前記飛翔体の軌道を囲繞するように設けられ、前記飛翔体の姿勢を拘束しつつその軌道を強制するガイドレールと、前記ガイドレールで囲繞された部分の内径が可変となるように、前記ガイドレールを動径方向に可動自在に支持する支持機構と、を備え、前記射出された飛翔体の姿勢変化を抑制する姿勢制御構造が設けられる射出試験装置である。

【0018】

前記分離板は、前記サボから分離された前記飛翔体を前記姿勢制御構造のガイドレールで囲繞された部分に誘導する、射出方向先端側に先細りのガイド孔を備えると良い。

【0019】

前記サボは、前記発射管の内径と同じ大きさの外径に形成されたサボ本体と、前記サボ本体内に形成された中空部に収容される緩衝材と、を備えると良い。

【発明の効果】

【0020】

本発明によれば、射出試験装置の小型化を実現することができ、且つ、射出された飛翔体の姿勢を保持して再現性の良い射出試験を低価格で行える姿勢制御構造及び射出試験装置を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

【0021】

【図1】本発明に係る射出試験装置を示す概略図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は真空チャンバ内の部分断面図である。

【図2】図１の射出試験装置におけるサボを示す概略図であり、（ａ）は断面図、（ｂ）は正面図である。

【図3】図１の射出試験装置における姿勢制御構造を示す概略図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）はＡ−Ａ線断面図である。

【図4】図１の射出試験装置における姿勢制御構造を示すＡ−Ａ線断面図であり、（ａ）は角棒の幅Ｗが広い場合の断面図、（ｂ）は角棒の幅Ｗが狭い場合の断面図である。

【図5】図３の姿勢制御構造における支持機構を示す概略図であり、（ａ）はネジ構造を利用した場合の部分断面図、（ｂ）は弾性部材を利用した場合の部分断面図である。

【図6】図１の射出試験装置を用いた射出試験の様子を示す概略図である。

【発明を実施するための形態】

【0022】

以下、本発明の好適な実施の形態を添付図面にしたがって説明する。

【0023】

図１（ａ）、（ｂ）に示すように、射出試験装置１０は、飛翔体１１を保持したサボ１２を射出方向後端（図示左端）に収容し、サボ１２を圧縮ガスや爆薬等のエネルギ（以下、加速エネルギと言う）を利用して射出するための発射管１３と、発射管１３の射出方向先端側（図示右端側）に設けられ、発射管１３から射出された飛翔体１１を衝突させる標的１４と、飛翔体１１とサボ１２とを分離させて飛翔体１１を標的１４に衝突させるための分離板１５と、を備える。

【0024】

本実施の形態では、一例として、加速エネルギとして圧縮ガスを用いる場合を説明する。

【0025】

飛翔体１１としては、例えば、鳥やそれを模したゼラチン、又は金属片等様々なものを用いることができる。

【0026】

本実施の形態では、一例として、長さ１００ｍｍ程度、直径１０ｍｍ程度の先端が尖った細長い金属棒（ロングロッド）からなる飛翔体１１を用いる。

【0027】

サボ１２は、射出された飛翔体１１の姿勢を保持しつつ分離板１５を通して飛翔体１１を標的１４に衝突させ、且つ、分離板１５で飛翔体１１と分離されるものである。

【0028】

図２に示すように、サボ１２は、発射管１３の内径と同じ大きさ（厳密には若干小さい）の外径に形成されたカップ状のサボ本体１６と、サボ本体１６内に形成された中空部１７に収容される緩衝材１８と、を備える。

【0029】

サボ本体１６の外径が発射管１３の内径と同じ大きさに形成されることで、飛翔体１１の大きさによらず同一口径の発射管１３を用いて射出試験を行うことができるため、射出試験を低価格で行えるようになる。

【0030】

サボ本体１６は、例えば、ポリエチレンのような軽く、摩擦が小さく、加工が容易な高分子材料からなる。

【0031】

高分子材料は破断伸びが大きく、分離板１５に衝突しても壊れにくいため、サボ１２が破壊されてその破片が意図せず飛散してしまう現象を抑制することができる。

【0032】

緩衝材１８は、例えば、発泡ポリスチレンや発泡スチロール等の発泡樹脂からなる。また、緩衝材１８は、飛翔体１１をその姿勢を崩さず確実に保持することができるように、適度な硬さを有することが好ましい。

【0033】

緩衝材１８に飛翔体１１を保持させるには、緩衝材１８に飛翔体１１の大きさに応じた溝１９を加工し、この溝１９に飛翔体１１を嵌め込むようにする。

【0034】

緩衝材１８は、発泡樹脂を熱線や研削により加工して形成するため、飛翔体１１の大きさに対応したものを容易且つ安価に作製することができる。

【0035】

このように、飛翔体１１は緩衝材１８を介して中空部１７内に保持されるため、飛翔体１１の大きさによらず同じ寸法のサボ１２を利用することができ、射出試験装置のランニングコストを低減することができる。

【0036】

換言すれば、サボ１２の飛翔体１１を保持する部分が別部材で形成されているため、容易且つ安価に作製することができる緩衝材１８以外の部分の形状を共通化することができ、サボ１２の加工コストを下げることができる。

【0037】

また、緩衝材１８を形成する発泡樹脂は、多孔質であり、サボ本体１６を形成する高分子材料と比べて低密度である（質量が小さい）。

【0038】

そのため、中空部１７を緩衝材１８で満たすことで、サボ１２を全て高分子材料で形成した場合に比べて、サボ１２が分離板１５に衝突した際に分離板１５に与える衝撃を小さくすることができる。

【0039】

特に、本実施の形態のように、細長い形状の飛翔体１１を用いる場合には、これを確実に保持させるため、射出方向に長尺化した大型のサボ１２を用いる必要があり、衝突の際に分離板１５に与える衝撃も大きくなる。

【0040】

しかし、サボ１２の大部分を緩衝材１８で形成することにより、サボ１２の質量を小さくすることができ、衝突の際に分離板１５に与える衝撃を小さくして、分離板１５の損傷を防止することができる。

【0041】

なお、サボ１２の全体積のうち緩衝材１８が占める割合を増やすほど、衝突の際に分離板１５に与える衝撃が小さくなり、分離板１５の損傷を効果的に防止することができる。

【0042】

そのため、サボ本体１６の強度を保つことができる程度に中空部１７を大きく形成し、その中空部１７内を緩衝材１８で満たした構成とすることが好ましい。

【0043】

再び図１を参照し、発射管１３は、その長手方向に沿って複数（図１（ａ）では、３つ）のサポート柱２０に支持されており、その中心が略一直線上になるようにされる。発射管１３の射出方向後端には、加速エネルギ供給系２１が接続される。

【0044】

加速エネルギ供給系２１は、ガスを蓄圧するための蓄圧容器２２と、蓄圧容器２２にガスを供給するガスボンベ２３と、発射管１３の射出方向後端に接続されるバルブ２４と、からなる。

【0045】

蓄圧容器２２に供給するガスとしては、例えばヘリウム（Ｈｅ）や窒素（Ｎ₂）を用いる。不活性ガスでは分子量の小さいヘリウムが最も加速しやすいため好適である。

【0046】

バルブ２４は、例えば、電磁バルブからなる。蓄圧容器２２内にガスを蓄圧した後、電磁バルブを一気に開放することにより、発射管１３の射出方向後端に収容されたサボ１２が加速される。

【0047】

加速エネルギ供給系２１と発射管１３とはフランジ部２５を介して接続される。

【0048】

発射管１３の射出方向後端に飛翔体１１を保持したサボ１２を設置する際には、フランジ部２５を境に加速エネルギ供給系２１と発射管１３とを分離させ、発射管１３の射出方向後端の飛翔体設置部２６にサボ１２を設置する。そのため、加速エネルギ供給系２１は、図示左右方向に移動可能にされる。

【0049】

発射管１３の射出方向先端と標的１４は、より少ない加速エネルギで飛翔体１１を射出するために、空気抵抗のない真空チャンバ２７内に収容される。

【0050】

真空チャンバ２７の外側にはレーザや高速度カメラ等、衝突現象を捉えるための機器が設置されている。更に、真空チャンバ２７の側壁には、観測用の窓２８が設けられる。

【0051】

また、発射管１３の射出方向先端部にはシール部（例えば、パッキン等）を有するシールフランジ２９が形成されている。

【0052】

発射管１３の射出方向先端を真空チャンバ２７の側壁に形成された挿入孔に挿入すると共に、シールフランジ２９を側壁にネジ止めすることにより、発射管１３の射出方向先端は真空チャンバ２７内に密閉されて収容される。

【0053】

これにより、発射管１３内も真空引きされ、発射管１３内で飛翔体１１を保持したサボ１２が十分に加速されるようになる。

【0054】

本実施の形態では、一例として、細長い金属棒からなる飛翔体１１を真っ直ぐに射出し、これを標的１４に高速で打ち込んで衝突させ、飛翔体１１の貫通性能や標的１４の耐貫通性能を調査するための試験を対象とする。

【0055】

飛翔体１１として、細長い金属棒を用いるのは、標的１４を貫通させるためには高密度材料からなる飛翔体１１を用いるのが有効であるからである。

【0056】

飛翔体１１とサボ１２とを分離するための分離板１５には、サボ１２よりも小さく飛翔体１１が通過することができるような大きさの貫通孔３０が形成される。

【0057】

そのため、加速されたサボ１２は貫通孔３０の外周部分に衝突し、サボ１２から飛翔体１１が分離されて標的１４に衝突する。

【0058】

分離板１５は、サボ１２の衝撃力に対し健全性を有する材料及び設計にて形成される。

【0059】

さて、本実施の形態に係る射出試験装置１０は、射出試験装置の小型化を実現することができ、且つ、射出された飛翔体の姿勢を保持して再現性の良い射出試験を低価格で行えるものである。

【0060】

そのために、射出試験装置１０は、分離板１５でサボ１２と分離された後の飛翔体１１の姿勢変化を抑制する姿勢制御構造３１を備える。姿勢制御構造３１は、分離板１５の射出方向先端側に設けられる。

【0061】

分離板１５は、サボ１２から分離された飛翔体１１を、後述する姿勢制御構造３１のガイドレール３３で囲繞された部分３４に誘導する、射出方向先端側に先細りのガイド孔３２（貫通孔３０と兼用）を備えることが好ましい。

【0062】

これにより、飛翔体１１とサボ１２との分離時に飛翔体１１の姿勢に多少の傾きがある場合でも、飛翔体１１を姿勢制御構造３１にスムーズに誘導することができる。

【0063】

また、サボ１２を受けてサボ１２から飛翔体１１を分離させるために、ガイド孔３２の射出方向後端側の径は、サボ１２の外径よりも小さく、且つ、飛翔体１１の外径よりも大きく形成される。

【0064】

図３（ａ）、（ｂ）に示すように、姿勢制御構造３１は、飛翔体１１の軌道Ｘを囲繞するように設けられ、飛翔体１１の姿勢を拘束しつつその軌道Ｘを強制するガイドレール３３と、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径が可変となるように、ガイドレール３３を動径方向に可動自在で、任意の半径方向位置で角棒３６を半径方向及び円周方向に固定支持する支持機構３５と、を備える。

【0065】

ガイドレール３３は、少なくとも３本（図３では４本）の角棒３６を飛翔体１１の軌道Ｘを囲繞するように組んで構成される。

【0066】

このとき、角棒３６の幅Ｗを広くすることで（図４（ａ））、角棒３６の幅Ｗを狭くした場合に比べて（図４（ｂ））、飛翔体１１が角棒３６の隙間３７から外れにくくなる。

【0067】

つまり、角棒３６の幅Ｗを広くすることで、飛翔体１１がガイドレール３３の途中で本来想定した軌道から逸れるような事態を防止することができる。

【0068】

また、飛翔体１１と角棒３６とが面接触するような場合には、即ち飛翔体１１が断面多角形状等である場合には、角棒３６の角部で飛翔体１１を拘束するようにするとガイドレール３３と飛翔体１１との接触面積を小さくすることができ、ガイドレール３３と飛翔体１１との接触による加速効率の低下を防止することができる。

【0069】

なお、ガイドレール３３は角棒３６で構成されたものに限定されず、例えば、少なくとも３本の丸棒を用いて飛翔体１１の姿勢を拘束しつつその軌道Ｘを強制するようにしても良い。

【0070】

このように、ガイドレール３３を丸棒で構成することにより、飛翔体１１の断面形状が円形であっても多角形状であっても、ガイドレール３３と飛翔体１１との接触面積を小さくすることが可能になり、ガイドレール３３と飛翔体１１とが接触することによる加速効率の低下を防止することができる。

【0071】

つまり、ガイドレール３３は、飛翔体１１の加速効率を低下させないような構成であれば、どのようなものでも構わない。

【0072】

なお、飛翔体１１の加速効率を低下させないという観点から考えれば、飛翔体１１と接触するガイドレール３３の内面には、摩擦係数を低下させるためにフッ素樹脂加工等が施されていることが好ましい。

【0073】

また、ガイドレール３３を角棒３６や丸棒で構成することにより、ガイドレール３３に隙間３７が形成され、その隙間３７からガイドレール３３内を視認することができるようになるため、射出試験中に飛翔体１１がガイドレール３３内で停止した場合等においても、目視により原因を迅速に究明することができる。

【0074】

なお、射出試験では飛翔体１１の速度等を計測するためのトリガとして、射出された飛翔体１１によって断線されるトリガ線を設けることがあるが、角棒３６や丸棒で構成したガイドレール３３は隙間３７があるため、その隙間３７にトリガ線を配線することが可能になる。

【0075】

また、外周に羽根が形成されているような矢羽根形状の飛翔体１１を射出する場合であっても、その羽根がガイドレール３３の隙間３７の位置に一致するように射出すれば、飛翔体１１を回転させることなく、毎回、略同じ姿勢で飛翔体１１を標的１４に衝突させることができる。

【0076】

ガイドレール３３の長さは、飛翔体１１の長さの２倍から３倍以上あることが望ましい。ガイドレール３３の長さが飛翔体１１の長さに比べて短い場合や、飛翔体１１の長さと同程度であると、飛翔体１１の姿勢を十分に拘束することができず、所期の目的を達成することができなくなるためである。

【0077】

また、ガイドレール３３の射出方向先端から標的１４までの距離が短い方が衝突の直前まで飛翔体１１を拘束することができるため、この距離はなるべく小さい方が好ましい。

【0078】

但し、ガイドレール３３の射出方向先端が標的１４に近づき過ぎると、飛翔体１１が衝突後にガイドレール３３に跳ね返ってガイドレール３３が損傷したり、飛翔体１１が標的１４に衝突した後に姿勢を変えた場合にガイドレール３３と干渉したり、また衝突時の様子の撮影が困難になったりする虞があるため、ガイドレール３３の射出方向における位置は飛翔体１１の長さ以上で試験環境に応じて適宜調整する必要がある。

【0079】

ガイドレール３３は、飛翔体１１に比べて柔らかい材料からなるか、又は飛翔体１１に比べて硬い材料からなる。

【0080】

飛翔体１１の姿勢を確実に保持するためには、飛翔体１１に比べて硬い材料からなるガイドレール３３を用いることが好ましいが、飛翔体１１が柔らかい材料からなり、ガイドレール３３との接触によって飛翔体１１に変形が生じる場合等は、射出試験の再現性を向上させるために、飛翔体１１に比べて柔らかい材料からなるガイドレール３３を用いることが望ましい。

【0081】

支持機構３５は、ガイドレール３３を束ねる支持枠３８と、支持枠３８の外側から内側に向かって進退自在に挿入され、支持枠３８の内側に位置する先端部３９にガイドレール３３が取り付けられる棒状部材４０と、を備える。

【0082】

支持枠３８は、棒状部材４０を介してガイドレール３３を支持するものであり、ガイドレール３３の長手方向に亘って少なくとも２つ（図３では３つ）設けられる。これにより、ガイドレール３３を全長に亘って支持することができる。

【0083】

本実施の形態では、ガイドレール３３が４本の角棒３６で構成されているため、これら角棒３６が支持枠３８に進退自在に挿入されて取り付けられた４つの棒状部材４０で支持され、これによってガイドレール３３が全体として支持枠３８に支持されることになる。

【0084】

なお、支持枠３８の設置数を多くすると、ガイドレール３３をより多くの箇所で支持することができるようになるため、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径を全長に亘ってより細かく調整することが可能になる。

【0085】

但し、支持枠３８の設置数を増やし過ぎると、調整箇所が増えて調整が煩雑になるため、支持枠３８の設置数は求められる試験精度によって適宜調整することが好ましい。

【0086】

図５（ａ）に示すように、棒状部材４０はネジ構造４１によって進退自在とされる。ネジ構造４１は、棒状部材４０に形成された雄ネジ部４２と、支持枠３８に形成された雌ネジ部４３と、を備える。

【0087】

この場合には、棒状部材４０の先端部３９が角棒３６に対して回転自在であり、且つ任意の半径方向位置で角棒３６を半径方向及び円周方向に固定できるように取り付けられる。

【0088】

また、図５（ａ）において、棒状部材４０を半径方向に移動させるためには棒状部材４０を回転させねばならないので、角棒３６と棒状部材４０の先端部３９は回転に対して抵抗できないように連結されている必要がある。

【0089】

ネジ構造４１を用いた構成によれば、棒状部材４０を回転させることで、棒状部材４０が支持枠３８に対して進退され、それに伴って角棒３６を動径方向に可動させることができる。

【0090】

特に、この構造では、ネジ構造４１により棒状部材４０と角棒３６とが一体に可動するため、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径を正確に微調整することが可能になる。

【0091】

また、図５（ｂ）に示すように、棒状部材４０は弾性部材４４によって進退自在とされても良い。

【0092】

この場合には、締結部材４５、４６が支持枠３８を内側と外側から挟み込むように棒状部材４０に締結され、支持枠３８の内側に位置する締結部材４５と支持枠３８の内周面との間に弾性部材４４が設けられる。

【0093】

そして、この弾性部材４４によって締結部材４５が支持枠３８の内側に付勢され、更に角棒３６が支持枠３８の内側に付勢される。

【0094】

また、支持枠３８には、先に述べたような雌ネジ部４３は形成されておらず、単にキリ孔４７が形成されている。そして、棒状部材４０の先端部３９は角棒３６に固定して取り付けられる。

【0095】

締結部材４５、４６と弾性部材４４とを用いた構造によれば、締結部材４５、４６を回転させることで、棒状部材４０は回転することなく支持枠３８に対して進退され、それに伴って角棒３６を動径方向に可動させることができる。

【0096】

通常、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径は、飛翔体１１の直径と同等又はそれよりも若干大きくされるが、弾性部材４４を用いた構造では、飛翔体１１が通過する際にガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径が飛翔体１１の直径に合わせて変化するため、飛翔体１１の直径よりも若干小さくしておくと良い。

【0097】

ガイドレール３３は、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径が射出方向先端側に先細りとなるように支持されることが好ましい。これにより、飛翔体１１がスムーズに本来想定した軌道に誘導される。

【0098】

なお、弾性部材４４を用いた構造を採用する場合には、弾性部材４４のばね定数を射出方向後端側から射出方向先端側にかけて徐々に大きくし、射出方向先端側に行くほど飛翔体１１を拘束する力を大きくさせることでも、ガイドレール３３で囲繞された部分３４の内径を射出方向先端側に先細りとなるようにした場合と同様の効果を得ることができる。

【0099】

この射出試験装置１０を用いた射出試験を説明する。

【0100】

先ず、試験前に、フランジ部２５を境に発射管１３と加速エネルギ供給系２１とを分離させ、発射管１３の射出方向後端の飛翔体設置部２６に飛翔体１１を保持したサボ１２を収容して設置する。

【0101】

その後、真空チャンバ２７内を所望の真空度に真空引きし、またガスボンベ２３から蓄圧容器２２にガスを供給する。真空引きにより、真空チャンバ２７内及びバルブ２４までの発射管１３内が真空にされる。

【0102】

蓄圧容器２２内にサボ１２を所望の速度で加速するのに十分なガスが充填されたら、バルブ２４を一気に開放して、充填されたガスにて発射管１３の射出方向後端に収容されたサボ１２を加速する。

【0103】

つまり、試験環境に応じて、蓄圧容器２２内の圧力や、真空チャンバ２７内及びバルブ２４までの発射管１３内の真空度等を適宜調整することにより、サボ１２を所望の速度で加速することができる。

【0104】

発射管１３内で加速されたサボ１２は、飛翔体１１を保持した状態で発射管１３から射出された後、分離板１５に衝突して止められ、サボ１２から飛翔体１１が分離される。

【0105】

このとき、図６（ａ）に示すように、飛翔体１１の軌道Ｘが本来想定した軌道Ｘ₀とズレている場合でも、図６（ｂ）に示すように、分離板１５のガイド孔３２によって飛翔体１１の軌道Ｘが本来想定した軌道Ｘ₀に誘導される。

【0106】

また、飛翔体１１とサボ１２とを分離させるときに、緩衝材１８が分離板１５により剪断され、その剪断された緩衝材１８の一部が飛翔体１１と共に標的１４側に飛行してくる場合もあるが、緩衝材１８は密度が極めて小さいため、飛翔体１１の射出試験にはほとんど影響を与えることはない。

【0107】

そして、ガイド孔３２を通じてガイドレール３３内に誘導された飛翔体１１は、ガイドレール３３で周囲を拘束されつつ飛行する。この拘束によってガイドレール３３の脱出後も飛翔体１１の姿勢が保持され、この状態のまま標的１４に衝突する。

【0108】

その衝突後の飛翔体１１及び標的１４、又はレーザや高速度カメラ等の各種機器から得られた情報を元に飛翔体１１の貫通性能や標的１４の耐貫通性能等を調査する。

【0109】

繰り返し試験を行う場合には、分離板１５で停止されて真空チャンバ２７内に残留したサボ１２や緩衝材１８を除去し、再び発射管１３と加速エネルギ供給系２１とを分離させ、発射管１３の射出方向後端の飛翔体設置部２６に飛翔体１１を保持した新たなサボ１２を収容した後、試験を行う。

【0110】

このように、本発明によれば、飛翔体１１の寸法によらず、同一の部材で構成された射出試験装置１０を利用することができ、また分離板１５を用いて飛翔体１１とサボ１２とを分離させているため、飛翔体１１とサボ１２とを分離させるための分離区間を確保する必要がなく、射出試験装置１０の小型化を実現することができ、且つ、射出された飛翔体１１の姿勢を保持して再現性の良い射出試験を低価格で行える姿勢制御構造３１及び射出試験装置１０を提供することができる。

【0111】

なお、本発明は前述した実施の形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更が可能である。

【0112】

例えば、姿勢制御構造３１の強度によっては、図１（ｂ）や図６（ａ）、（ｂ）に示すように、姿勢制御構造３１を支持する柱４８を設けても良い。

【符号の説明】

【0113】

１０ 射出試験装置
１１ 飛翔体
１２ サボ
１３ 発射管
１４ 標的
１５ 分離板
１６ サボ本体
１７ 中空部
１８ 緩衝材
１９ 溝
２０ サポート柱
２１ 加速エネルギ供給系
２２ 蓄圧容器
２３ ガスボンベ
２４ バルブ
２５ フランジ部
２６ 飛翔体設置部
２７ 真空チャンバ
２８ 窓
２９ シールフランジ
３０ 貫通孔
３１ 姿勢制御構造
３２ ガイド孔
３３ ガイドレール
３４ ガイドレールで囲繞された部分
３５ 支持機構
３６ 角棒
３７ 隙間
３８ 支持枠
３９ 棒状部材の先端部
４０ 棒状部材
４１ ネジ構造
４２ 雄ネジ部
４３ 雌ネジ部
４４ 弾性部材
４５ 締結部材
４６ 締結部材
４７ キリ孔
４８ 柱
Ｘ 飛翔体の軌道
Ｘ₀ 本来想定した軌道
Ｗ 角棒の幅

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】