JP2001174197A - 誘導ミサイル用方向舵固定装置 - Google Patents

誘導ミサイル用方向舵固定装置

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    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 必要な空間的な条件を満たすのみならず４マ
ッハの巡航速度が生ずるときに発生する機械的及び熱的
負荷に対しても適合した先に述べた種類の装置を提供す
る。 【解決手段】 方向舵ブレード（Ｒ）が、方向舵軸上の
ミサイル機体に固定された付属具に支承されると共に方
向舵駆動レバーによって旋回可能である誘導ミサイル用
方向舵固定装置において、前記付属具（Ｂ）が、少なく
とも部分的に筒状の外側輪郭（Ｂ２）と、凹部（Ｂ３）
とを有する支承部（Ｂ１）を備え、該凹部（Ｂ３）は、
対応して形成された方向舵軸（Ｗ）のミサイル側の端部
（Ｗ１）に係合し、凹部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ１）
の直径（ｄ１；ｄ２）がミサイルの方向に先細りになっ
ている。これによって従来のミサイル方向舵ブレード用
の幅４１mmの凹部を有する運搬体にラムジェット駆動ミ
サイルを挿入するのに、有利な形状が得られる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、方向舵ブレードが
方向舵軸上のミサイル機体に固定された接続用付属具(I
nterface-Beschlag)に支承され、さらに方向舵ブレード
が方向舵駆動レバーによって旋回可能となった、誘導ミ
サイル用方向舵固定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】上記のような装置はＤＥ１９６３５８４
７Ｃ２から知られている。
【０００３】現代の戦闘機では、空気抵抗を減少させ且
つレーダー信号(Radarsignatur) に良い影響を及ぼすよ
うに、中距離用誘導ミサイルが胴体に一部分埋め込まれ
た配置で共に運ばれる。
【０００４】航空機との接続部の形状は、目下採用され
ているＡＭＲＡＡＭ（The AdvancedMedium Range Air-t
o-Air Missile）型空対空誘導ミサイルによって設定さ
れており、例えばユーロファイター(Eurofighter) ＥＦ
２０００のプロトタイプの場合もこの形状で実現化され
ている。この航空機胴体には、ＡＭＲＡＡＭの方向舵及
び翼のために、幅４１mmのスリット状凹部が設けられて
いる。
【０００５】ラムジェットにより駆動されるＡＭＲＡＡ
Ｍの従ミサイル(Nach-folgeflugkoerper)の場合、内側
空間が殆ど完全にラム燃焼室により塞がれているので、
方向舵をミサイル胴体に取り付けなければならない。こ
の結果、一般的に、ミサイル構造の外側があまりにもか
さばる構造となり、それ故、前記ミサイル構造は、ＡＭ
ＲＡＡＭによって設定された航空機との接続部 (Flugze
uginterface)に適合したものとなることはできない。
【０００６】つまり、その場合、ミサイルを予め設定さ
れた４１mm幅の航空機胴体の凹部に接触しないように挿
入することが困難となる。即ち、全ての場所において、
数mm程度の最小の自由空間( Mindest-Freigaengigkeit)
が保持される必要がある。
【０００７】それ故、同一の航空機との接続部に、交換
可能なラムジェットにより駆動されるミサイルを取り付
けるという要求を、従来の解決法で満足することは困難
である。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、必要
な空間的な条件を満たすのみならず４マッハの巡航速度
が生ずるときに発生する機械的及び熱的負荷に対しても
適合した先に述べた種類の装置を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記の課題は請求項１の
特徴部分に記載の特徴によって解決される。即ち、方向
舵ブレード（Ｒ）が、方向舵軸（Ｗ）上のミサイル機体
（ＦＫ）に固定された付属具に支承されると共に方向舵
駆動レバー（Ｈ）によって旋回可能である誘導ミサイル
用方向舵固定装置であって、前記付属具（Ｂ）が、少な
くとも部分的に筒状の外側輪郭（Ｂ２）と、凹部（Ｂ
３）とを有する支承部（Ｂ１）を備え、該凹部（Ｂ３）
は、対応して形成された方向舵軸（Ｗ）のミサイル側の
端部（Ｗ１）に係合し、凹部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ
１）の直径（ｄ１；ｄ２）がミサイルの方向に先細りに
なっていることを特徴とする。これによって、従来のミ
サイル方向舵ブレード用の凹部を有する支持体にミサイ
ルを挿入するのに、有利な寸法にすることができる。凹
部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ１）の直径（ｄ１；ｄ２）
がミサイルの方向に先細りになって、付属具（Ｂ）と方
向舵軸（Ｗ）の横断面変化は理想的な仕方となっている
ため、最小限の寸法で極端な負荷変化に適合することが
できる。
【００１０】また、本発明の別の有利な態様は下位の請
求項から明らかになる。即ち、請求項２記載の発明は、
請求項１記載のものにおいて、前記支承部（Ｂ１）がそ
のミサイル側に、方向舵（Ｗ）と係合する方向舵駆動レ
バー（Ｈ）が貫通するための貫通用開口（Ｂ４）を有す
ることを特徴とする。
【００１１】また、請求項３記載の発明は、請求項１に
記載のものにおいて、前記支承部の凹部（Ｂ３）から突
出する方向舵軸（Ｗ）の部分（Ｗ２）は、先細りに形成
されており、その直径は方向舵側端部の方へ先細りにな
っており、方向舵ブレード（Ｒ）を固定するためのスリ
ット状凹部（Ｗ４）を有することを特徴とする。これに
より、方向舵ブレード（Ｒ）と方向舵軸（Ｗ）との組立
を簡単に行うことができる。
【００１２】また、請求項４記載の発明は、請求項１乃
至３の何れかに記載のものにおいて、方向舵ブレード
（Ｒ）が支承部（Ｂ１）の筒状部分（Ｂ２）をその基部
（Ｂ０）まで包囲していることを特徴とする。
【００１３】また、請求項５記載の発明は、請求項１乃
至４の何れか一項に記載のものにおいて、方向舵軸
（Ｗ）がセラミック製ニードル軸受（Ｌ）に支承されて
いることを特徴とする。これにより、コスト的に有利に
構成することができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
【００１５】発明の詳細は下位の請求項、及び実施例を
表す図面から明らかになるであろう。図１は本発明品の
周囲の環境を示している。ミサイル運搬体Ｆ（この場
合、航空機の胴体即ち支持面）の外側輪郭に一定の予め
定められた４１mmの幅の凹部があり、この凹部は、出撃
態勢の整ったミサイルＦＫ（ＡＭＲＡＡＭ）において、
航空機の方に向いた方向舵ブレードＲを受け入れるのに
使われる。前記空間部は適合可能なミサイル(kompatibl
e Flugkoerper)に合ったものでなければならない。
【００１６】図２ないし図４は、本発明によるラムジェ
ット駆動ミサイル用のＡＭＲＡＡＭに適合可能な方向舵
取付部の構造の原理を示す。図２は、ミサイルＦＫの方
向に方向舵軸Ｗを見た本発明の解決手段を示す。図３
は、装置断面と接続用付属具Ｂ及び方向舵軸Ｗの主要素
の曲げ荷重図ＢＬを示す。
【００１７】ミサイル機体ＦＫの薄壁ラムジェット燃焼
室(Staubrennkkammer)に固定するための接続用付属具Ｂ
は、ミサイル機体ＦＫに固定するための、ボルト等の結
合手段を受け入れる貫通孔を有し、ミサイル機体ＦＫに
固定される基部Ｂ０と、円筒形の外側直径部（外側輪郭
部）Ｂ２と、円錐状凹部Ｂ３とを有する支承部Ｂ１を備
えている。この外側輪郭部Ｂ２は、互換性及び自由空間
性を保証しており、外側輪郭部Ｂ２の内部にある円錐状
の円錐形凹部Ｂ３は、その横断面がミサイル機体ＦＫの
方向に先細りとなっている。そして、このように横断面
が変化する円錐形凹部Ｂ３は、方向舵に作用する空気動
力Fqによってひき起こされる曲げ荷重に適合せしめられ
ている。
【００１８】付属具Ｂの円錐状凹部Ｂ３の内側には、セ
ラミック製ニードル軸受Ｌ、Ｌに支承された方向舵軸Ｗ
が収容されている。方向舵軸Ｗの横断面変化は、円錐形
凹部Ｂ３に対応して、ミサイル機体（ＦＫ）の方向に先
細りとなっており、その軸受される直径ｄ１（２２mm）
とｄ２（１２mm）とを選択することによって、方向舵軸
Ｗに作用する荷重変化に同様に適合せしめられる。方向
舵軸Ｗは、スリット状凹部Ｗ４内に方向舵Ｒを受け入れ
ており、この方向舵Ｒは図４に示すように接続用付属具
の外側輪郭部Ｂ２の筒状部分を根元まで包囲している。
スリット状凹部Ｗ４は図２では左半分のみ図示している
が、全幅に亘り伸びており、方向舵ブレードＲを簡単に
着脱できる任意の固定方法によりしっかりと受け入れて
いる。
【００１９】付属具Ｂ内側で方向舵駆動レバーＨは方向
舵軸Ｗに確実に係合するように形状を合わせて結合され
ている。付属具Ｂの支承部Ｂ１の基部Ｂ０には、そのミ
サイル機体ＦＫ側に、方向舵駆動レバーＨが貫通する貫
通用開口Ｂ４が形成されている。方向舵駆動レバーＨは
始めに述べた公報に説明されているように電磁制御シス
テムにより操作することができる。
【００２０】上記した装置は多数の利点を有している。
【００２１】付属具Ｂと方向舵軸Ｗの横断面変化は理想
的な仕方で、最小限の寸法で極端な負荷変化に適合し得
る。
【００２２】前記装置の主な構成要素は簡単な加工工程
でコスト的に有利に製造することができ、組立てること
ができる。
【００２３】ミサイルの巡航飛行において４マッハまで
の速度のとき空気力学的加熱のために生ずる高い熱負荷
によって、主構成成分を均一に加熱し、それ故、ベアリ
ング要素としてコスト的に有利な典型的な高温セラミッ
ク製ニードルベアリングの装置が使用可能になる。
【００２４】方向舵接続部にあるスリット状凹部Ｗ４の
構成、即ち方向舵Ｒと方向舵軸Ｗの結合部の構成は、戦
闘状況下で標準の工具で方向舵ブレードの簡単な作製及
び迅速な組立てを可能にする。
【００２５】方向舵の接続部も、方向舵ブレードの圧力
中心の近くに位置するので、基部の曲げモーメントは、
支承点で小さくなる。
【００２６】更に、ミサイルは、ミサイル接続付属具Ｂ
及び方向舵駆動レバーＨの外方面を簡単に且つ完全に隠
すことができる。なぜならば、相対運動する位置が、接
続用付属具の外側端に位置づけられるからである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の装置の周囲を示す略図である。
【図２】本発明の装置の平面図である。
【図３】本発明の装置の平面図及び部分断面図である。
【図４】本発明の装置の別の部分断面図である（凹部Ｗ
４は省略している）。
【符号の説明】
Ｆ ミサイル運搬体 ＦＫ ミサイル Ｒ 方向舵ブレード Ｗ 方向舵軸 Ｗ１ 方向舵軸のミサイル側の端部 Ｗ２ 方向舵軸の部分 Ｂ０ 支承部の基部 Ｂ 接続用付属具 Ｂ１ 支承部 Ｂ２ 外側輪郭 Ｂ３ 凹部 Ｂ４ 貫通用開口 Ｈ 方向舵駆動レバー ｄ１ 直径 ｄ２ 直径 Ｌ セラミック製ニードル軸受

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 方向舵ブレード（Ｒ）が、方向舵軸
    （Ｗ）上のミサイル機体（ＦＫ）に固定された付属具に
    支承されると共に方向舵駆動レバー（Ｈ）によって旋回
    可能である誘導ミサイル用方向舵固定装置であって、前
    記付属具（Ｂ）が、少なくとも部分的に筒状の外側輪郭
    （Ｂ２）と、凹部（Ｂ３）とを有する支承部（Ｂ１）を
    備え、該凹部（Ｂ３）は、対応して形成された方向舵軸
    （Ｗ）のミサイル側の端部（Ｗ１）に係合し、凹部（Ｂ
    ３）及び方向舵軸（Ｗ１）の直径（ｄ１；ｄ２）がミサ
    イルの方向に先細りになっていることを特徴とする誘導
    ミサイル用方向舵固定装置。
  2. 【請求項２】 前記支承部（Ｂ１）がそのミサイル側
    に、方向舵（Ｗ）と係合する方向舵駆動レバー（Ｈ）が
    貫通するための貫通用開口（Ｂ４）を有することを特徴
    とする請求項１に記載の誘導ミサイル用方向舵固定装
    置。
  3. 【請求項３】 前記支承部の凹部（Ｂ３）から突出する
    方向舵軸（Ｗ）の部分（Ｗ２）は、先細りに形成されて
    おり、その直径は方向舵側端部の方へ先細りになってお
    り、方向舵ブレード（Ｒ）を固定するためのスリット状
    凹部（Ｗ４）を有することを特徴とする請求項１に記載
    の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
  4. 【請求項４】 方向舵ブレード（Ｒ）が支承部（Ｂ１）
    の筒状部分（Ｂ２）をその基部（Ｂ０）まで包囲してい
    ることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載
    の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
  5. 【請求項５】 方向舵軸（Ｗ）がセラミック製ニードル
    軸受（Ｌ）に支承されていることを特徴とする請求項１
    乃至４の何れか一項に記載の誘導ミサイル用方向舵固定
    装置。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113154955A (zh) * 2020-12-28 2021-07-23 航天科工火箭技术有限公司 一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法
JP2024533999A (ja) * 2021-08-13 2024-09-18 レイセオン カンパニー 高速飛行体用の軸受システム

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10118216A1 (de) * 2001-04-12 2002-10-17 Diehl Munitionssysteme Gmbh Ruderblatt-Lagereinrichtung für ein Geschoß
US6474594B1 (en) * 2001-05-11 2002-11-05 Raytheon Company Output shaft assembly for a missile control actuation unit
US9546853B2 (en) * 2014-08-05 2017-01-17 Raytheon Company Air vehicle with control system mechanical coupler
PL3708482T3 (pl) * 2019-03-13 2023-09-11 Becker Marine Systems Gmbh Ster do jednostek pływających z przyrządem do pomiaru luzu łożyskowego, sposób pomiaru luzu łożyskowego w sterze oraz przyrząd do pomiaru luzu łożyskowego steru
CN115031587A (zh) * 2022-05-30 2022-09-09 洛阳安怀达智能科技有限公司 一种飞行器舵面锁止机构
CN115848616B (zh) * 2022-12-27 2025-08-15 西安鑫垚陶瓷复合材料股份有限公司 陶瓷基复材舵轴连接结构及其制孔工装、铆接孔制作方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4568041A (en) * 1984-03-19 1986-02-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Fin attachment
JPH0424499A (ja) * 1990-05-17 1992-01-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛昇体
JPH08210799A (ja) * 1995-02-02 1996-08-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体等の方向・姿勢制御装置

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3223034A (en) * 1964-05-06 1965-12-14 Atlantic Res Corp Rocket fin assembly
SE331242B (ja) * 1969-05-14 1970-12-14 Bofors Ab
DE2227103A1 (de) * 1972-06-03 1973-12-13 Dynamit Nobel Ag Klappleitwerk
DE2227104C2 (de) * 1972-06-03 1982-07-15 Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf Geschoß oder Rakete mit aufklappbarem Leitwerk
US4327886A (en) * 1972-11-30 1982-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral rocket ramjet missile
DE2264338A1 (de) * 1972-12-30 1974-07-04 Dynamit Nobel Ag Ausklappbares leitwerk, insbesondere fuer raketen
DE3441534A1 (de) * 1984-11-14 1986-05-15 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Lageranordnung fuer das ruderblatt eines flugkoerpers
DE4135557C2 (de) * 1991-10-29 1999-05-06 Diehl Stiftung & Co Ruderstelleinrichtung
DE19635847C2 (de) * 1996-09-04 1998-07-16 Daimler Benz Aerospace Ag Lenkflugkörper mit Staustrahlantrieb
DE19827277B4 (de) * 1998-06-19 2006-08-10 Diehl Stiftung & Co.Kg Lageranordnung für die aufschwenkbaren Ruderblätter eines lenkbaren Flugkörpers
DE19827278A1 (de) * 1998-06-19 1999-12-23 Diehl Stiftung & Co Lenkbarer Flugkörper

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4568041A (en) * 1984-03-19 1986-02-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Fin attachment
JPH0424499A (ja) * 1990-05-17 1992-01-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛昇体
JPH08210799A (ja) * 1995-02-02 1996-08-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体等の方向・姿勢制御装置

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113154955A (zh) * 2020-12-28 2021-07-23 航天科工火箭技术有限公司 一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法
JP2024533999A (ja) * 2021-08-13 2024-09-18 レイセオン カンパニー 高速飛行体用の軸受システム
JP7732705B2 (ja) 2021-08-13 2025-09-02 レイセオン カンパニー 高速飛行体用の軸受システム

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Publication number Publication date
US6398156B2 (en) 2002-06-04
DE19960738C1 (de) 2001-08-23
ES2280172T3 (es) 2007-09-16
EP1108972B1 (de) 2007-03-21
EP1108972A2 (de) 2001-06-20
JP4560206B2 (ja) 2010-10-13
DE50014181D1 (de) 2007-05-03
US20010030259A1 (en) 2001-10-18
EP1108972A3 (de) 2003-11-19

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