JP4740125B2 - 奇数の対称的な尾部フィンを有するミサイル - Google Patents

Description

本発明は自由に回転する尾部を有する駆動力を有するおよび有しないミサイルに関する。

誘導ミサイルおよび発射体は従来、ターゲットまたは他の所望の位置へ誘導するために簡単なジンバルを備えたセミアクチブレーザ（ＳＡＬ）端末追尾装置を使用していた。ＳＡＬ追尾装置は誘起された指向エラー、追尾装置の指向方向の不所望な変化によるエラーに関して厳格ではない要求を維持しながら、ある程度の誘導度を行う。最近、画像赤外線（ＩＩＲ）およびミリメートル波無線周波数（ＭＭＷ）追尾装置が使用されている。これらの新しいタイプの追尾装置の中には非冷却焦点アレイ追尾装置が含まれ、これはＩＩＲタイプの追尾装置である。このような新しい追尾装置は価格、重量、必要な電力、および／または複雑さを減少させる。しかしながら、これらは長い信号積分時間を有し、ＳＡＬ追尾装置等の古いタイプの追尾装置よりも１０倍の厳格な安定度を必要とする。

改良された安定度はＩＩＲおよび／またはＭＭＷ追尾装置のような補助のない自律性捕捉装置のためのミサイルプラットフォームで望ましいことが認識されるであろう。

本発明の１特徴によれば、誘導される駆動力のあるまたは駆動力を持たないミサイルは奇数個のフィンを有する自由に回転可能な尾部を有する。

本発明の別の特徴によれば、誘導ミサイルは、本体と、本体に結合される尾部アセンブリとを含んでいる。少なくとも尾部アセンブリの一部は本体に関して回転可能である。尾部アセンブリは奇数個のフィンを有している。

本発明のさらに別の特徴によれば、駆動力を有しない誘導可能な発射体は本体と、本体に結合された尾部アセンブリとを含んでいる。本体は追尾装置と、追尾装置が取付けられるジンバルと、先尾翼とを含んでいる。少なくとも尾部アセンブリの位置部は本体に関して回転可能である。尾部アセンブリは奇数個のフィンを有している。

本発明のさらに別の特徴にしたがって、誘導可能な発射体の尾部アセンブリは、本体に固定して接続されたベースと、フィン保持装置と、フィン保持装置に結合された奇数個のフィンと、ベースおよびフィン保持装置に結合されたベアリングアセンブリとを含んでいる。ベアリングアセンブリはベースに関するフィン保持装置の実質的に自由な回転を可能にする。

前述および関連する結果を実現するため、本発明の特徴を以下十分に説明し、特許請求の範囲で特別に指摘する。以下の説明および添付図面は本発明のある例示的な実施形態を詳細に説明している。しかしながら、これらの実施形態は本発明の原理を使用することのできる種々の方法のうちの２、３のもの示しているにすぎない。本発明のその他の目的、効果、および新規な特徴は図面を伴って考察するとき、本発明の以下の詳細な説明から明白になるであろう。

添付図面では、図面は必ずしも実寸大である必要はない。
駆動力を備えたミサイルまたは駆動力を有しない砲弾のような発射体のいずれかであるミサイルは、奇数個のフィンを有する自由に回転する尾部アセンブリを含んでいる。奇数個のフィンにすることにより、自由回転する尾部の回転によって生じる振動を減少させることができる。これはミサイルの本体中における非冷却焦点アレイまたは他の画像赤外線（ＩＩＲ）或いはミリメートル波無線周波数（ＭＭＷ）追尾装置のプラットフォームをより安定にする。また、奇数個のフィンを使用して振動を最小化することによってミサイルの制御を容易にすることができる。

最初に図１を参照すると、ミサイル10は後部の回転尾部アセンブリ14に結合される前部本体12を含んでいる。ここで使用されている用語“ミサイル”は推力を発生する装置と駆動力を有しない装置との両者を含むことを意図している。したがってミサイル10は例えば銃砲その他の発射装置から発射される駆動力を持たない発射体であってもよく、或いは代わりにロケットモータ、ジェットエンジン、または他の推力発生装置を含んでいる駆動されたミサイルであってもよい。

前部本体12は先尾翼20と、ジンバル24に取付けられた追尾装置22を含んでいる。先尾翼20はミサイル10の飛行方向付けおよびコースを制御するために使用される。したがって、先尾翼20は、ミサイル10のコースの決定と、そのコースを誘導するため先尾翼20の適切な位置の設定とを助けるために、本体12の他の装置、例えば慣性測定装置およびアクチュエイタに結合されてもよい。先尾翼20はミサイル10の発射または点火時に前部本体12のスロット内にしまい込まれ、先尾翼20は任意の種々のよく知られた方法により展開されている。例えば先尾翼20は蝶番付けされて、発射管内の圧力作用によって展開されることができる。その代わりに、先尾翼20は慣性力のような他の力により展開されることができる。展開された構造に先尾翼20を固定するための機構を設けることができる。

追尾装置22はまた先尾翼20に動作可能に結合され、ターゲットまたはその所望の目的地点の捕捉を維持し、先尾翼20はミサイル10をその所望の目的地に到達するためのコースにミサイル10を位置させるように構成されている。追尾装置22は指向方向を維持するか、それでなければ所望のターゲットまたは他の目的地点を捕捉するように動作する。その代わりに、追尾装置22はその目的地へミサイル10を誘導する助けをする目的地以外の地点を捕捉してもよい。追尾装置22はそれがミサイル10とターゲットまたは目的地との間の相対的な方向が変化するときに移動することを可能にするためにジンバル24に取り付けられている。

追尾装置22は任意の種々の知られている端末追尾装置であってもよい。端末追尾装置の２つの広いカテゴリは、画像赤外線（ＩＩＲ）追尾装置およびミリメートル波無線周波数（ＭＭＷ）追尾装置である。ＩＩＲ追尾装置のサブカテゴリは非冷却焦点アレイである。ＩＩＲおよびＭＭＷ追尾装置は、他のタイプの端末追尾装置と比較するとき、重量、複雑性、および／または価格において利点を与える。しかしながら、ＩＩＲとＭＭＷ追尾装置は比較的大きい捕捉時間を有する可能性がある。例えば非冷却焦点アレイ光エネルギを積分するのに比較的長い時間がかかる。ＩＩＲおよびＭＭＷ追尾装置の捕捉時間は１ミリ秒を超えるか、１０ミリ秒を超えるか、或いは約１６ミリ秒である。非冷却焦点アレイおよびＩＩＲ追尾装置についてのさらに別の情報は米国特許第6,144,030号明細書に記載されており、その開示はその全体がここで参考文献とされている。ＭＭＷ追尾装置についてのさらに別の情報は米国特許第6,100,841号明細書に記載されており、その開示はその全体がここで参考文献とされている。前述の追尾装置の広いカテゴリに加えて、（以下説明するような）ジンバルと本体固定（尾部アセンブリはその本体に関して自由に回転しない）構造との両者を含む任意の広い種々の追尾装置が以下のフィン構造で使用されることができることが認識されるであろう。

前部本体12は前述した以外の他のタイプのコンポーネントを含むことができることが認識されるであろう。例えば、前部本体12は適切な兵器弾薬等のペイロードを含むことができる。さらに前部本体12は例えば遠隔追跡および／または誘導装置と能動的または受動的に通信するための通信装置を含むことができる。

尾部アセンブリ14はフィン保持装置30とその周囲で間隔を隔てられて位置する奇数個のフィン32とを含んでいる。フィン保持装置30はそれぞれのフィン32に対応するフィンスロット34を有している。フィン32は先尾翼20の展開に関して前述したような機構を使用して飛行中に展開して配備されることができる。図２はフィン32が予め展開された構造である尾部アセンブリ14を示しており、図３はそれらが展開されている形態であるフィン32を示している。フィン32を一度展開した位置へロックする機構を設けることができる。

さらに図４を参照すると、尾部アセンブリ14はベアリングアセンブリ40を含んでいる。尾部アセンブリ14は自由に回転することのできるアセンブリであり、フィン保持装置30とフィン32が前部本体12に関して自由に回転することを可能にしている。さらに正確には、フィン保持装置30とフィン32は前部本体12に取付けられている尾部アセンブリ14のベース42に関して自由に回転する。尾部アセンブリ14に存在するような回転尾部はミサイル10のロール制御を簡単にするために使用される。先尾翼20からの乱流はフィン32で回転モーメントを生じさせる。テールが前部本体に関して固定されているならば、先尾翼はこの回転モーメントを制御するのに十分な大きさに形成されなければならない。結果として、最適のものよりも小さいフィンでは、ミサイルのリフトを減少し、または最適のものよりも大きい先尾翼では、抗力および／または制御の複雑性を増加させる。解決策は例えば図４に示されているベアリングアセンブリ40を使用して尾部を自由に回転できるようにすることである。自由回転尾部は回転制御を行う必要性をなくす。

しかしながら、自由回転尾部は例えば２または３ヘルツ程度のある小さい回転率で回転する傾向がある。この自由回転尾部の回転はミサイル10を通して動揺を起こす。これはフィン保持装置30とフィン32が回転するとき、フィン32が攻撃角度またはミサイル10の明白なウインド（wind）方向に関してその指向方向を変化させるためである。これはミサイル10の抗力および／またはリフト特性の変化を起こす。この動揺はジンバル24を使用して完全に除去するのが困難または不可能である。それ故、フィン保持装置30とフィン32の運動により発生される動揺はターゲットまたは他の目的物における追尾装置22の捕捉を維持することを困難にする。これらの問題は特に大きい信号積分時間を有する追尾装置が使用されるときに深刻である。

図５は尾部のフィン数の関数として（随意の単位における）横方向の回復モーメントの１例を示している。予想されるように、フィンが多数である程、より多くの横方向の回復モーメントを与える。しかしながらさらに図６を参照すると、図１乃至４に示されているミサイル10のように奇数個のフィンは自由回転尾部が回転するとき回復モーメントの変化を減少させることが分かる。例えば、５または７個のフィン32を有する尾部が受ける回復モーメントの変化は４、６または８個のフィンを有する尾部よりも非常に少ない。図７は自由回転尾部のフィンの数の関数として、前部本体12の時間振動を不完全に除去しているジンバル24により画像スメアの等価画素の１例を示している。図７から認められるように、最低量の画像スメアは５または７個のフィンを有する構造で得られた。

したがって、奇数個のフィン32を有するミサイル10は偶数個のフィンを有する伝統的な設計のものよりも発生するモーメント変化（動揺）が少ない。動揺の減少によって、追尾装置22によるさらに良好な捕捉が可能である。ミサイル10は５個のフィン、７個のフィンまたは７よりも多数の奇数個のフィンを備えることができる。

追尾装置22に対してより安定なプラットフォームを提供することに加えて、奇数個のフィンの使用はミサイル10の誘導を有効に強化することができる。振動運動の減少は回転率と加速度を測定する慣性測定装置からの読取りの正確度を強化することができ、および／または先尾翼20の制御システムにより発生された運動を減少させることができ、したがって例えば制御システムにより使用されるパワー量が減少することが認識されよう。

奇数個のフィン32の使用は先尾翼20によるミサイル10の制御を依然として可能にしながら、さらに大きいフィンの使用を可能にする。例えば尾部アセンブリ14の尾部の幅（フィン32により掃引される円の直径）はミサイル10の先尾翼の幅（先尾翼20の先端から先端の直径）よりも大きくてもよい。

前述の奇数対称のフィン構造（尾部アセンブリを中心として対称的に隔てられた奇数個のフィン）は既に説明した利点よりもさらに付加的な利点を提供する。例えば、その構造は偶数の対称フィン構造を有する類似のミサイルに関して、増加した距離範囲を提供する。

したがって、前述したような奇数の対称尾部の使用は、偶数個のフィンを有する対応したミサイルと比較して、発生する可能性のある振動を減少させながら、同時に必要とする表面の数を最小にすることによってリフトを発生してさらに効率的な航空機が得られることを可能にする。追尾装置22に対してより安定なプラットフォームを設ける利点と前述の他の可能な利点に加えて、その奇数個のフィン32を有するミサイル10は偶数個のフィンを有する対応したミサイルよりも大きい距離範囲を有することを可能にする。

本発明をいくつかのある好ましい実施形態に関して示し、説明したが、この明細書および添付図面を読み理解することにより当業者が等価の変更および変形を行うことができることは明白である。特に前述のエレメント（コンポーネント、アセンブリ、装置、組成等）により行われる種々の機能に関して、このようなエレメントの説明に使用される用語（“手段”の参照を含む）は、別に示されていなければ、ここで示されている本発明の例示的な実施形態の機能を行う開示された構造に構造的に等価ではない場合にも、説明したエレメントの特別な機能（即ち機能的に均等）を行う任意のエレメントに対応することを意図している。さらに、本発明の特別な特徴を幾つかの例示した実施形態に関してのみ前述したが、このような特徴は任意の所定または特定の応用で所望され、有効であるように、他の実施形態の１以上の他の特徴と組合わせられることができる。

本発明によるミサイルの概略図。 尾部アセンブリのフィンが予め展開されているか展開されていない構造における図１のミサイルの尾部アセンブリの概略図。 尾部アセンブリのフィンが展開された構造における図１のミサイルの尾部アセンブリの別の概略図。 図１のミサイルの尾部アセンブリの分解図。 種々の数のフィンを有する尾部に対する自動および回復モーメントを示すグラフ。 種々の数のフィンを有する尾部に対する回復モーメントの変化を強調するグラフ。 種々の数の尾部フィンのミサイルにおける画像のスメア対尾部回転速度の等価画素のグラフ。

Claims (20)

1. ミサイルの飛行方向およびコースを制御するために使用される先尾翼を具備している本体と、
   前記本体に結合された尾部アセンブリとを具備し、
   前記尾部アセンブリはフィン保持装置とこのフィン保持装置の周囲に均等な角度間隔で保持されている奇数個の実質的に平面状のフィンとを具備し、
   前記フィン保持装置と前記奇数個のフィンはミサイルの中心縦軸を中心として一体として自由に回転可能に構成され、それによって前記フィン保持装置と前記奇数個のフィンは付勢により回転制御されることなく本体に関して自由に回転可能であり、
   前記奇数個の実質的に平面状のフィンのそれぞれは前記ミサイルの中心縦軸と実質的に同一の平面上に位置されている誘導ミサイル。
2. 本体は追尾装置を含んでいる請求項１記載のミサイル。
3. 追尾装置は画像赤外線（ＩＩＲ）追尾装置を含んでいる請求項２記載のミサイル。
4. ＩＩＲ追尾装置は非冷却焦点面追尾装置を含んでいる請求項３記載のミサイル。
5. 追尾装置はミリメートル波無線周波数（ＭＭＷ）追尾装置を含んでいる請求項２記載のミサイル。
6. 追尾装置は約１ミリ秒よりも大きい捕捉時間を有している請求項２記載のミサイル。
7. 本体はまた追尾装置が取付けられるジンバルを含んでいる請求項２記載のミサイル。
8. 尾部アセンブリは５個のフィンを有する請求項１記載のミサイル。
9. 尾部アセンブリは少なくとも７個のフィンを有する請求項１記載のミサイル。
10. 尾部アセンブリは少なくとも９個のフィンを有する請求項１記載のミサイル。
11. フィンは飛行中に展開して、配備可能である請求項１記載のミサイル。
12. 尾部アセンブリは、
    本体に固定して接続されたベースと、
    フィンが接続されているフィン保持装置と、
    前記ベースおよびフィン保持装置に結合されているベアリングアセンブリとを含んでおり、
    ベアリングアセンブリはベースに関するフィン保持装置の実質的に自由な回転を可能にするように構成されている請求項１記載のミサイル。
13. フィン保持装置は各フィンに対応するスロットを有し、フィンがしまいこまれた位置にあるときフィンはスロット内にある請求項１２記載のミサイル。
14. 先尾翼の幅は尾部の幅よりも小さい請求項１記載のミサイル。
15. ミサイルは動力駆動される請求項１記載のミサイル。
16. ミサイルは動力駆動される発射体である請求項１記載のミサイル。
17. ミサイルの飛行方向およびコースを制御するために使用される先尾翼と、追尾装置と、追尾装置が取付けられるジンバルとを具備する本体と、
    前記本体に結合された尾部アセンブリとを具備し、
    前記尾部アセンブリはフィン保持装置とこのフィン保持装置の周囲に均等な角度間隔で保持されている奇数個の実質的に平面状のフィンとを具備し、
    前記フィン保持装置と前記奇数個のフィンはミサイルの中心縦軸を中心として一体として自由に回転可能に構成され、それによって前記フィン保持装置と前記奇数個のフィンは付勢により回転制御されることなく本体に関して自由に回転可能であり、
    前記奇数個の平面状のフィンのそれぞれは前記ミサイルの中心軸と実質的に同一平面上に位置されている誘導可能な発射体。
18. 先尾翼の幅は尾部の幅よりも小さい請求項１７記載の発射体。
19. ミサイルの飛行方向およびコースを制御するために使用される先尾翼と、追尾装置と、
    追尾装置が取付けられるジンバルとを具備する本体と、
    前記本体に結合されて本体に固定されたベースと、奇数個のフィンが取付けられているフィン保持装置と、前記ベースおよびフィン保持装置に結合されているベアリングアセンブリとを含んでいる尾部アセンブリとを具備し、
    前記尾部アセンブリの前記フィン保持装置は周囲に均等な角度間隔で取付けられた奇数個の平面状のフィンを有し、この奇数個のフィンとそれらが取付けられている前記フィン保持装置はミサイルの中心縦軸を中心として一体として付勢されることなく自由に回転可能に構成され、それによって前記フィン保持装置と前記奇数個のフィンは付勢により回転制御されることなく本体に関して自由に回転可能であり、
    フィン保持装置は各フィンに対応するスロットを有し、各フィンはしまいこまれた位置では前記スロット内に収容されている誘導ミサイル。
20. 先尾翼の幅は尾部の幅よりも小さい請求項１９記載の誘導ミサイル。

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