JP2001116492A - 誘導飛しょう体用発射筒 - Google Patents
誘導飛しょう体用発射筒Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機の後方に発射される飛しょう体用の発
射筒において、誘導飛しょう体が航空機に搭載された状
態、及び誘導飛しょう体が発射された後における航空機
の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や鳥など
の衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシールが
破れる等の危険から推進装置を保護し、また、空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境からレドームを保護す
る。 【解決手段】 航空機の後方に発射される飛しょう体用
の発射筒において、空力抵抗の大きな展開翼５を折り畳
んで収納するとともに、発射時には発射筒７を抜けるま
で展開翼A５、及び展開翼F１９をガイドするための翼ガ
イドレール１０と、推進装置４のノズル６等を保護する
とともに、誘導飛しょう体３の空力抵抗を低減させるた
めのカバーA８と、レドームを保護するためのカバーF９
とを備える。
射筒において、誘導飛しょう体が航空機に搭載された状
態、及び誘導飛しょう体が発射された後における航空機
の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や鳥など
の衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシールが
破れる等の危険から推進装置を保護し、また、空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境からレドームを保護す
る。 【解決手段】 航空機の後方に発射される飛しょう体用
の発射筒において、空力抵抗の大きな展開翼５を折り畳
んで収納するとともに、発射時には発射筒７を抜けるま
で展開翼A５、及び展開翼F１９をガイドするための翼ガ
イドレール１０と、推進装置４のノズル６等を保護する
とともに、誘導飛しょう体３の空力抵抗を低減させるた
めのカバーA８と、レドームを保護するためのカバーF９
とを備える。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、航空機（以下母
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する所
定の目標体に向けて発射される誘導飛しょう体用の発射
筒に関するものでる。
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する所
定の目標体に向けて発射される誘導飛しょう体用の発射
筒に関するものでる。
【０００２】
【従来の技術】まず、この種の誘導飛しょう体の用いら
れ方を、図６を用いて説明する。図６（ａ）は母機１の
後方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況
を示す図であり、、、、は発射後の誘導飛しょ
う体３の状態の変化を時系列で示している。また図６
（b）は母機にランチャを介して取り付けられた誘導飛
しょう体を示す図であり、１は母機、２はランチャ、３
は誘導飛しょう体、４は推進装置、６は推進装置のノズ
ル、１５は誘導飛しょう体をランチャに吊り下げるため
のハンガ、１６はランチャレール、１７は誘導飛しょう
体の翼A、１８は誘導飛しょう体の翼F、２１はレドーム
である。
れ方を、図６を用いて説明する。図６（ａ）は母機１の
後方に向かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況
を示す図であり、、、、は発射後の誘導飛しょ
う体３の状態の変化を時系列で示している。また図６
（b）は母機にランチャを介して取り付けられた誘導飛
しょう体を示す図であり、１は母機、２はランチャ、３
は誘導飛しょう体、４は推進装置、６は推進装置のノズ
ル、１５は誘導飛しょう体をランチャに吊り下げるため
のハンガ、１６はランチャレール、１７は誘導飛しょう
体の翼A、１８は誘導飛しょう体の翼F、２１はレドーム
である。
【０００３】図６（ａ）において、は母機１に搭載さ
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１からランチャレール１６に沿って発射さ
れるが、発射された直後は母機１の飛行速度が誘導飛し
ょう体３の飛しょう方向と逆向きのため、その分減速さ
れているが（の状態）、時間がたつごとに飛しょう方
向に加速を行い（の状態）、飛しょうを続ける（の
状態）。
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１からランチャレール１６に沿って発射さ
れるが、発射された直後は母機１の飛行速度が誘導飛し
ょう体３の飛しょう方向と逆向きのため、その分減速さ
れているが（の状態）、時間がたつごとに飛しょう方
向に加速を行い（の状態）、飛しょうを続ける（の
状態）。
【０００４】図６（b）において、誘導飛しょう体３は
ハンガ１５によってランチャレール１６に吊り下げられ
ており、発射時にはランチャレール１６に沿って母機１
の飛行方向と逆向きに飛しょうさせる。
ハンガ１５によってランチャレール１６に吊り下げられ
ており、発射時にはランチャレール１６に沿って母機１
の飛行方向と逆向きに飛しょうさせる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来の誘導飛しょう体
は、母機に搭載された状態では翼等による空力抵抗が大
きいうえに、空力抵抗の大きい推進装置のノズル面が飛
行方向に正対しているため、母機の飛行性能に大きな悪
影響を及ぼしていた。また飛行中に、大気中の氷や鳥な
どの衝突により、推進装置のノズル内部に取り付けら
れ、推進装置内部の気密性を保つためのウエザーシール
が破れて、推進装置の性能が劣化する等の問題があっ
た。さらにセラミクス等の脆性材料からなるレドーム
が、飛行中に受ける空力加熱、空力荷重、雨等の外部環
境により破壊する恐れがあった。
は、母機に搭載された状態では翼等による空力抵抗が大
きいうえに、空力抵抗の大きい推進装置のノズル面が飛
行方向に正対しているため、母機の飛行性能に大きな悪
影響を及ぼしていた。また飛行中に、大気中の氷や鳥な
どの衝突により、推進装置のノズル内部に取り付けら
れ、推進装置内部の気密性を保つためのウエザーシール
が破れて、推進装置の性能が劣化する等の問題があっ
た。さらにセラミクス等の脆性材料からなるレドーム
が、飛行中に受ける空力加熱、空力荷重、雨等の外部環
境により破壊する恐れがあった。
【０００６】この発明は、誘導飛しょう体が母機に搭載
された状態、及び誘導飛しょう体が発射された後におけ
る母機の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や
鳥などの衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシ
ールが破れる等の障害から推進装置を保護し、さらに空
力加熱、空力荷重、雨等の外部環境からレドームを保護
することを目的とする。
された状態、及び誘導飛しょう体が発射された後におけ
る母機の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の氷や
鳥などの衝突により推進装置のノズル内部のウエザーシ
ールが破れる等の障害から推進装置を保護し、さらに空
力加熱、空力荷重、雨等の外部環境からレドームを保護
することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】第１の発明の誘導飛しょ
う体用発射筒は、搭載される航空機の後方に向けて発射
可能な誘導飛しょう体用の発射筒において、上記発射筒
の後端に取付けられた第１のカバーと、上記発射筒の前
端に取り付けられた第２のカバーと、上記誘導飛しょう
体の機軸方向に沿って発射筒の内壁に設けられ、発射時
に発射筒前方に向かう上記飛しょう体を上記発射筒内で
ガイドするためのハンガレールと、上記発射筒の側面に
取付けられ、航空機のランチャに吊り下げるためのフッ
クとを備えたものである。
う体用発射筒は、搭載される航空機の後方に向けて発射
可能な誘導飛しょう体用の発射筒において、上記発射筒
の後端に取付けられた第１のカバーと、上記発射筒の前
端に取り付けられた第２のカバーと、上記誘導飛しょう
体の機軸方向に沿って発射筒の内壁に設けられ、発射時
に発射筒前方に向かう上記飛しょう体を上記発射筒内で
ガイドするためのハンガレールと、上記発射筒の側面に
取付けられ、航空機のランチャに吊り下げるためのフッ
クとを備えたものである。
【０００８】また、第２の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、上記第１のカバーの内表面に貼り付けられた耐熱
材を備えたものである。
筒は、上記第１のカバーの内表面に貼り付けられた耐熱
材を備えたものである。
【０００９】また、第３の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、上記発射筒の後部に取付けられ、上記誘導飛しょ
う体のブラストの逆流を防ぐための逆流防止装置を備え
たものである。
筒は、上記発射筒の後部に取付けられ、上記誘導飛しょ
う体のブラストの逆流を防ぐための逆流防止装置を備え
たものである。
【００１０】また、第４の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘導飛しょ
う体を機軸方向に拘束するための拘束装置を備えたもの
である。
筒は、上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘導飛しょ
う体を機軸方向に拘束するための拘束装置を備えたもの
である。
【００１１】さらにまた、第５の発明の誘導飛しょう体
用発射筒は、上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘導
飛しょう体の横方向の振れを拘束するためのパッドを備
えたものである。
用発射筒は、上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘導
飛しょう体の横方向の振れを拘束するためのパッドを備
えたものである。
【００１２】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す図であり、図１（a）は、誘導飛し
ょう体が母機に搭載された状態、図１（b）は誘導飛し
ょう体が発射された直後の状態を示す。図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置、５は折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼
A、６は推進装置のノズル、７は円形や正多角形などの
筒形状を有した発射筒、８は発射筒後端に取り付けら
れ、発射筒後部の空力抵抗を低減するための第１のカバ
ーであるカバーA、９は発射筒前端に取り付けられ、レ
ドームを保護するとともに、発射筒前部の空力抵抗を低
減するための第２のカバーであるカバーF、１０は展開
翼Ａ５が折り畳まれた状態を保持するように、発射筒７
内で展開翼Ａ５に当接する翼ガイドレール、１１は母機
のランチャに吊り下げるためのフック、１５は誘導飛し
ょう体３に設けられたハンガ、１９は展開翼Ａ５同様、
翼ガイドレール１０に当接し折り畳まれた状態で発射筒
７に収納された展開翼F、２０は発射筒内面の上部（母
機側）に設けられ、ハンガ１５を介して誘導飛しょう体
３を発射方向にスライドさせるためのハンガレール、２
１はレドーム、２３は推進装置から噴出されたブラスト
を示す。
実施の形態１を示す図であり、図１（a）は、誘導飛し
ょう体が母機に搭載された状態、図１（b）は誘導飛し
ょう体が発射された直後の状態を示す。図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置、５は折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼
A、６は推進装置のノズル、７は円形や正多角形などの
筒形状を有した発射筒、８は発射筒後端に取り付けら
れ、発射筒後部の空力抵抗を低減するための第１のカバ
ーであるカバーA、９は発射筒前端に取り付けられ、レ
ドームを保護するとともに、発射筒前部の空力抵抗を低
減するための第２のカバーであるカバーF、１０は展開
翼Ａ５が折り畳まれた状態を保持するように、発射筒７
内で展開翼Ａ５に当接する翼ガイドレール、１１は母機
のランチャに吊り下げるためのフック、１５は誘導飛し
ょう体３に設けられたハンガ、１９は展開翼Ａ５同様、
翼ガイドレール１０に当接し折り畳まれた状態で発射筒
７に収納された展開翼F、２０は発射筒内面の上部（母
機側）に設けられ、ハンガ１５を介して誘導飛しょう体
３を発射方向にスライドさせるためのハンガレール、２
１はレドーム、２３は推進装置から噴出されたブラスト
を示す。
【００１３】この実施の形態の発射筒７はこのように構
成され、母機から発射指令を受けた誘導飛しょう体３
は、ノズル６からブラストを噴出し、ハンガレール２０
にガイドされて発射筒前方（カバーＦ９方向）に向かっ
て進行する。誘導飛しょう体３がカバーＦ９に到達した
ときに、レドーム２１の先端がカバーＦ９に当たって破
れ、誘導飛しょう体３は発射筒７から脱出する。誘導飛
しょう体３が発射筒７を抜けるときに、翼ガイドレール
１０の拘束が無くなり、展開翼１９および展開翼５が順
に展開し、誘導飛しょう体３は母機後方に向けて飛しょ
うする。図１（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射筒７
を離れて飛び出した直後の状態を示しているが、この状
態でもカバーA８は図１（a）と同じ形状を保っており、
母機１の空力抵抗は発射前とほぼ同等である。
成され、母機から発射指令を受けた誘導飛しょう体３
は、ノズル６からブラストを噴出し、ハンガレール２０
にガイドされて発射筒前方（カバーＦ９方向）に向かっ
て進行する。誘導飛しょう体３がカバーＦ９に到達した
ときに、レドーム２１の先端がカバーＦ９に当たって破
れ、誘導飛しょう体３は発射筒７から脱出する。誘導飛
しょう体３が発射筒７を抜けるときに、翼ガイドレール
１０の拘束が無くなり、展開翼１９および展開翼５が順
に展開し、誘導飛しょう体３は母機後方に向けて飛しょ
うする。図１（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射筒７
を離れて飛び出した直後の状態を示しているが、この状
態でもカバーA８は図１（a）と同じ形状を保っており、
母機１の空力抵抗は発射前とほぼ同等である。
【００１４】この実施の形態においては、誘導飛しょう
体３が母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体の
全体が、カバーA８とカバーF９を有する発射筒７に収納
されているため、母機１の空力抵抗を低減させることが
できる。また、同時に推進装置４のノズル６を、大気中
の氷や鳥などの衝突から防ぎ、レドーム２１を空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境から保護することができ
る。
体３が母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体の
全体が、カバーA８とカバーF９を有する発射筒７に収納
されているため、母機１の空力抵抗を低減させることが
できる。また、同時に推進装置４のノズル６を、大気中
の氷や鳥などの衝突から防ぎ、レドーム２１を空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境から保護することができ
る。
【００１５】なお、カバーＦ９は、誘導飛しょう体３が
カバーＦ９に到達したときに、レドーム２１が押す力に
よって展開した後、ばねやトーションバーなどでトルク
を発生して再び閉じるような展開機構を設けたものであ
っても良い。また、フック１１で吊り下げられた発射筒
２全体を、母機１に設けられた油圧駆動の旋回駆動装置
で旋回させ、誘導飛しょう体３の前方が母機進行方向を
向く位置まで回転させても良い。この場合、母機前方に
も誘導飛しょう体３を発射することができ、しかも発射
筒７の前方（この時は母機進行方向）をカバーＦ９にて
覆っているため、母機１の空力抵抗は旋回前（誘導飛し
ょう体３が母機後方を向いた状態）とほぼ同等になる。
カバーＦ９に到達したときに、レドーム２１が押す力に
よって展開した後、ばねやトーションバーなどでトルク
を発生して再び閉じるような展開機構を設けたものであ
っても良い。また、フック１１で吊り下げられた発射筒
２全体を、母機１に設けられた油圧駆動の旋回駆動装置
で旋回させ、誘導飛しょう体３の前方が母機進行方向を
向く位置まで回転させても良い。この場合、母機前方に
も誘導飛しょう体３を発射することができ、しかも発射
筒７の前方（この時は母機進行方向）をカバーＦ９にて
覆っているため、母機１の空力抵抗は旋回前（誘導飛し
ょう体３が母機後方を向いた状態）とほぼ同等になる。
【００１６】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２を示す図であり、図２（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図２（b）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１２はカバー
内表面に貼り付けた耐熱材を示す。その他の構成は実施
の形態１と同様である。
態２を示す図であり、図２（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図２（b）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１２はカバー
内表面に貼り付けた耐熱材を示す。その他の構成は実施
の形態１と同様である。
【００１７】この実施の形態においては、推進装置４の
ブラスト２３に対して、カバーA８を熱的に保護するた
めに、上記カバーA８の内表面に耐熱材１２を貼り付け
ている。これによって、推進装置からブラストを受けた
ときにカバーＡ８を熱的に保護することができる。な
お、耐熱材１２は、カバーA８の内表面以外にも、例え
ば発射筒７内筒におけるカバーA８の周辺に設けても良
い。
ブラスト２３に対して、カバーA８を熱的に保護するた
めに、上記カバーA８の内表面に耐熱材１２を貼り付け
ている。これによって、推進装置からブラストを受けた
ときにカバーＡ８を熱的に保護することができる。な
お、耐熱材１２は、カバーA８の内表面以外にも、例え
ば発射筒７内筒におけるカバーA８の周辺に設けても良
い。
【００１８】実施の形態３．図３はこの発明の実施の形
態３を示す図であり、図３（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図３（b）は推進装置が点火さ
れた直後の状態、図３（c）は誘導飛しょう体が発射さ
れた直後の状態を示す。図において１３は発射筒の後部
に取り付けられた逆流防止装置、２４はカバーA等に当
たることによって逆流したブラストを示す。その他の構
成は実施の形態２と同様である。
態３を示す図であり、図３（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図３（b）は推進装置が点火さ
れた直後の状態、図３（c）は誘導飛しょう体が発射さ
れた直後の状態を示す。図において１３は発射筒の後部
に取り付けられた逆流防止装置、２４はカバーA等に当
たることによって逆流したブラストを示す。その他の構
成は実施の形態２と同様である。
【００１９】この実施の形態においては、ブラスト逆流
２４によって誘導飛しょう体３の機器が熱的に破壊され
ることを防ぐために、上記発射筒７の後部に、ブラスト
の逆流を妨げる逆流防止装置１３を備えている。
２４によって誘導飛しょう体３の機器が熱的に破壊され
ることを防ぐために、上記発射筒７の後部に、ブラスト
の逆流を妨げる逆流防止装置１３を備えている。
【００２０】実施の形態４．図４はこの発明の実施の形
態４を示す図であり、図４（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図４（b）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１４は発射筒
７内壁におけるハンガレール２０後方に配置された拘束
装置を示す。その他の構成は実施の形態３と同様であ
る。
態４を示す図であり、図４（a）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図４（b）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１４は発射筒
７内壁におけるハンガレール２０後方に配置された拘束
装置を示す。その他の構成は実施の形態３と同様であ
る。
【００２１】この実施の形態においては、推進装置４が
誤作動等により不時発火した場合においても、誘導飛し
ょう体３が飛び出さないように、母機１から発射指令が
与えられない場合に誘導飛しょう体３を機軸方向に拘束
する拘束装置１４を備えている。
誤作動等により不時発火した場合においても、誘導飛し
ょう体３が飛び出さないように、母機１から発射指令が
与えられない場合に誘導飛しょう体３を機軸方向に拘束
する拘束装置１４を備えている。
【００２２】実施の形態５．図５はこの発明の実施の形
態５を示す図であり、図５（a）は、誘導飛しょう体３
が母機に搭載された状態、図５（b）は誘導飛しょう体
３が発射された直後の状態を示す。図において２２はパ
ッドを示す。その他の構成は実施の形態４と同様であ
る。
態５を示す図であり、図５（a）は、誘導飛しょう体３
が母機に搭載された状態、図５（b）は誘導飛しょう体
３が発射された直後の状態を示す。図において２２はパ
ッドを示す。その他の構成は実施の形態４と同様であ
る。
【００２３】この実施の形態においては、保管時、及び
母機搭載中の振動、衝撃等によって誘導飛しょう体３の
機器が破壊されることを防ぐために、上記発射筒７の内
部に、誘導飛しょう体３におけるレドーム２１付近の、
上下方向および水平方向などの横方向のガタを低減し、
振動を抑制するパッド２２を備えている。なお、誘導飛
しょう体３がハンガレール２０をスライドするときに、
展開翼Ａ５とパッド２２が干渉しないように、パッド２
２は誘導飛しょう体３の下部側と、上部側（レールを外
れた位置）に設けるのが望ましい。また、誘導飛しょう
体３の水平方向は、翼ガイドレール１０によっても支持
される。
母機搭載中の振動、衝撃等によって誘導飛しょう体３の
機器が破壊されることを防ぐために、上記発射筒７の内
部に、誘導飛しょう体３におけるレドーム２１付近の、
上下方向および水平方向などの横方向のガタを低減し、
振動を抑制するパッド２２を備えている。なお、誘導飛
しょう体３がハンガレール２０をスライドするときに、
展開翼Ａ５とパッド２２が干渉しないように、パッド２
２は誘導飛しょう体３の下部側と、上部側（レールを外
れた位置）に設けるのが望ましい。また、誘導飛しょう
体３の水平方向は、翼ガイドレール１０によっても支持
される。
【００２４】
【発明の効果】第１の発明によれば、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、及び誘導飛しょう体が発射され
た後における母機の空力抵抗を低減させることができ
る。また、大気中の氷や鳥などの衝突により推進装置の
ノズル内部のウエザーシールが破れる等の危険から推進
装置を保護することができる。さらにレドームを空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境から保護することができ
る。
母機に搭載された状態、及び誘導飛しょう体が発射され
た後における母機の空力抵抗を低減させることができ
る。また、大気中の氷や鳥などの衝突により推進装置の
ノズル内部のウエザーシールが破れる等の危険から推進
装置を保護することができる。さらにレドームを空力加
熱、空力荷重、雨等の外部環境から保護することができ
る。
【００２５】第２の発明によれば、上記カバーの内表面
に耐熱材を貼り付けているため、推進装置のブラストを
受けた時にカバーを熱的に保護することができる。した
がって発射筒の損傷が少なく、再利用時のメインテナン
ス性が良い。
に耐熱材を貼り付けているため、推進装置のブラストを
受けた時にカバーを熱的に保護することができる。した
がって発射筒の損傷が少なく、再利用時のメインテナン
ス性が良い。
【００２６】第３の発明によれば、上記発射筒の後部に
逆流防止装置を備えているため、ブラストの逆流によっ
て誘導飛しょう体の機器等が熱的に破壊されることを防
ぐことができる。したがって、推進装置の爆発等に対し
て母機の安全性を確保できる。
逆流防止装置を備えているため、ブラストの逆流によっ
て誘導飛しょう体の機器等が熱的に破壊されることを防
ぐことができる。したがって、推進装置の爆発等に対し
て母機の安全性を確保できる。
【００２７】第４の発明によれば、上記誘導飛しょう体
を拘束しておく拘束装置を備えているため、推進装置が
誤作動等により不時発火した場合に、誘導飛しょう体が
制御不能のまま飛び出すことを防ぐことができる。した
がって、母機の安全性を高めることができる。
を拘束しておく拘束装置を備えているため、推進装置が
誤作動等により不時発火した場合に、誘導飛しょう体が
制御不能のまま飛び出すことを防ぐことができる。した
がって、母機の安全性を高めることができる。
【００２８】第５の発明によれば、上記誘導飛しょう体
の内部にパッドを備えているため、保管時、及び母機搭
載時の振動、衝撃等に対して誘導飛しょう体の機器を保
護することができる。したがって、誘導飛しょう体の機
器の誤作動や破壊等を防ぐことができる。
の内部にパッドを備えているため、保管時、及び母機搭
載時の振動、衝撃等に対して誘導飛しょう体の機器を保
護することができる。したがって、誘導飛しょう体の機
器の誤作動や破壊等を防ぐことができる。
【図１】 この発明の実施の形態１による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。
体用発射筒を示す図である。
【図２】 この発明の実施の形態２による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。
体用発射筒を示す図である。
【図３】 この発明の実施の形態３による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。
体用発射筒を示す図である。
【図４】 この発明の実施の形態４による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。
体用発射筒を示す図である。
【図５】 この発明の実施の形態５による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。
体用発射筒を示す図である。
【図６】 従来の誘導飛しょう体の運用を示す図であ
る。
る。
１ 母機 ２ ランチャ ３ 誘導飛しょう体 ４ 推進装置 ５ 展開翼A ６ ノズル ７ 発射筒 ８ カバーA ９ カバーF １０ 翼ガイドレール １１ フック １２ 耐熱材 １３ 逆流防止装置 １４ 拘束装置 １５ ハンガ １６ ランチャレール １７ 翼A １８ 翼F １９ 展開翼F ２０ ハンガレール ２１ レドーム ２２ パッド ２３ ブラスト ２４ ブラスト逆流
Claims (5)
- 【請求項１】 搭載される航空機の後方に向けて発射可
能な誘導飛しょう体用の発射筒において、上記発射筒の
後端に取付けられた第１のカバーと、上記発射筒の前端
に取り付けられた第２のカバーと、上記誘導飛しょう体
の機軸方向に沿って発射筒の内壁に設けられ、発射時に
発射筒前方に向かう上記飛しょう体を上記発射筒内でガ
イドするためのハンガレールと、上記発射筒の側面に取
付けられ、航空機のランチャに吊り下げるためのフック
とを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体用発射筒。 - 【請求項２】 上記第１のカバーの内表面に貼り付けら
れた耐熱材を備えた請求項１記載の誘導飛しょう体用発
射筒。 - 【請求項３】 上記発射筒の後部に取付けられ、上記誘
導飛しょう体のブラストの逆流を防ぐための逆流防止装
置を備えた請求項１記載の誘導飛しょう体用発射筒。 - 【請求項４】 上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘
導飛しょう体を機軸方向に拘束するための拘束装置を備
えた請求項１記載の誘導飛しょう体用発射筒。 - 【請求項５】 上記発射筒の内部に取付けられ、上記誘
導飛しょう体の横方向の振れを拘束するためのパッドを
備えた請求項１記載の誘導飛しょう体用発射筒。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29510099A JP2001116492A (ja) | 1999-10-18 | 1999-10-18 | 誘導飛しょう体用発射筒 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29510099A JP2001116492A (ja) | 1999-10-18 | 1999-10-18 | 誘導飛しょう体用発射筒 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001116492A true JP2001116492A (ja) | 2001-04-27 |
Family
ID=17816307
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29510099A Pending JP2001116492A (ja) | 1999-10-18 | 1999-10-18 | 誘導飛しょう体用発射筒 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001116492A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010221983A (ja) * | 2009-03-25 | 2010-10-07 | Ihi Aerospace Co Ltd | ロケットの放出方法及び放出装置 |
-
1999
- 1999-10-18 JP JP29510099A patent/JP2001116492A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010221983A (ja) * | 2009-03-25 | 2010-10-07 | Ihi Aerospace Co Ltd | ロケットの放出方法及び放出装置 |
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