JP6423531B2 - 格納状態にあるミサイルの折畳み翼を保護するための方法およびシステム - Google Patents

Description

本発明は、折畳まれて格納された位置にあるミサイルの翼が気流に曝されて振動したり移動したりするのを防止するための方法および装置に関する。より詳細には、本発明は、それを運搬する運搬体に繋がれた、すなわち係留搬送中において、ミサイルを保護するための方法に関し、また、ミサイルの翼のための保護および保持装置ならびにミサイルの空気取入口保護装置として役立つカバーに関する。

現代の軍用運搬体は、無人航空機、ミサイル、または巡航ミサイルなどの、ジェット動力で運搬体から高速で発射される武器を一般に運搬している。このようなミサイルは、係留搬送中に強い気流に曝されて、非常に強力な機械的設計を必要とするような応力および振動を受けることになる翼を装備しているのが一般的である。航空機のような高速の運搬体については、ミサイルによっては一般的に航空機の胴体中の専用区画にて運搬される。

空間および費用を節減するために、ミサイルによってはその翼を格納位置に納めることができるようになっているが、その場合、ミサイル翼は、翼の根元から先端に至る線がミサイルの上部または側部のいずれかでミサイル本体に一般的に平行に走ることになるように、ミサイルの横側に折畳まれる。この様な構成にすれば振動の問題は少なくなるが、機械的な構成がより複雑になってしまうという結果にもなる。

翼の根元から先端への線が下向きになるようにミサイル本体の横側に翼を折畳むことは、それが特に能動的な飛行に関連して比較的単純で強靭な機械的構成をもたらすことが出来ることから、適切な解決策でありうる。しかしながら、この解決策は、ミサイルが外部保管状態で運搬されることになる場合に風によってもたらされる強い力に見舞われることになる。輸送および保管の間に翼を保護するために使われる翼カバーは、飛行の前に除去されなければならず、従って振動の問題には何の効果も持たない。特別に開発された、強力な気流に対処するためのミサイルの強化翼は高価であり、総重量を増やすことになる。

ミサイルを設計する場合に、保管および「係留搬送」の間に必要とされる容積を最小化することは常に試みられることである。従って、設計の初期段階で格納の概念を考慮することが重要である。

本発明はこれらの問題に対する解決策を提供するものである。本発明は、ミサイルの翼を保護するための機械的な装置および方法によって記述される。

本発明の一つの目的は、翼が格納され、強力な気流に曝された時に振動したり動いたりしないように翼を保護することにある。

空気取入ダクトを、より一般的に使用されている下部配置の代わりに、ミサイルの側部に配置することによって、空気取入ダクトの前の空間が翼を格納するのに使用可能になる。この容積部分は大部分の場合、他のいかなる用途にも用いることが出来ないので、これは好都合である。

本発明の他の目的は、ミサイルのジェットエンジンの空気取入口を保護することにある。これをなすために、本発明によるミサイルの翼を保持するための装置は、空気取入口のカバーとしても役立ち、取入口を通して流れる空気がその中の回転部分を自由に回転させて、軸受部に過度の摩耗を生じさせることがないようにする。

ミサイルの発射にあたっては、空気取入口を覆い、かつ、ミサイルの翼を保持する本発明によるカバーは、ミサイルにぶつかることのないような予測可能で且つ安全な方法で除去される。

本発明のさらなる目的は、ミサイルの発射後における当該カバーの予測可能で安全な除去を提供することにある。カバーとその保持機構は、除去されるときにミサイルから予測可能な軌道で離れるようになるよう設計されている。カバーの安全で予測可能な除去は、最初にカバーの前端を離し、次いでカバーの後部を離すことによって達成される。このやり方にすれば、カバーは後部の周りを回転することになり、その結果ミサイルから離れる動きの最初の部分が後部保持機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

本発明は、格納された翼および空気取入口を有するミサイルを保護するためのカバーによって定義される。

カバーは、前部、底部、後部、およびサスペンション手段を含む。前部は、翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆う。

カバーの他の態様は従属請求項で定義される。

本発明は、格納された翼および空気取入口を有するミサイルを保護するための方法によっても記述される。本方法は、
- 前部、底部、後部、およびサスペンション手段を含み、前部は翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆うようなカバーを準備し、
- 空気取入口の前方でかつミサイルの横側の格納配置でミサイルの翼を折畳み、かつ
- カバーの前部が翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆っているように、サスペンション手段によってミサイルにカバーを据え付ける、
ことによって規定される。

本方法の他の態様は従属請求項で定義される。

次に、添付の図面を参照して本発明をより詳細に説明する。
強い気流によってミサイル翼が振動する問題を視覚化した図である。 本発明によるカバーを示す正面図である。 本発明によるカバーを示す上面図である。 カバーにおける保持手段を示す図である。 格納された翼を有するミサイルに取り付けられたカバーを示す図である。 ミサイルから取り除かれたカバーおよび広げられている翼を示す図である。 運航中の飛行しているミサイルを示す図である。 図７Ａ、Ｂ、及びＣはカバーが取り付けられている段階からカバーを取り外した段階に至るまでを示す図である。

ミサイルの翼を格納することは、航空機によって搬送されているミサイルに通常使われる形態である。これらのミサイルは胴体の専用区画にて搬送するようにして、余分の空気抗力を最小化しかつミサイルを保護するようにしてもよいが、これが常に好ましい形態であるとは限らない。

ミサイルをパイロンによって航空機の翼に接続することもできる。ミサイルの翼にかかる風力を低減させるために、一般的には翼を格納形態に位置させて翼をミサイルの胴体の横側に折り畳むことになる。ミサイルの翼が格納位置にあるとはいえ、望まざる空気力学的効果等の一連の問題が航空機の速度および動きに依存して生じることになる。

図１はミサイル１５の胴体とその翼２０との間の強い気流によってミサイル１５の翼２０が振動する問題を視覚化している。

図２ＡおよびＢは、前記問題への解決策を提供するための本発明によるカバー１０を示す。図２Ａはカバー１０の正面図を示し、図２Ｂはカバー１０の上面図を示す。

カバー１０は例えば金属、金属合金、プラスチック、カーボンファイバー、または異なる材料の組み合わせ等のいかなる適切な材料からでも作ることができる。カバー１０は格納した翼２０および空気取入口４０を有するミサイル１５の保護を提供するもので、当該カバー１０は前部２５、底部３０、後部３２、およびサスペンション手段を含み、カバー１０の前記前部２５は流線形にされていて底部３０に対して上方向の角度に曲げられており、さらに前部２５はミサイル１５の胴体と翼２０との間の間隙を覆ってそこに加わる空気力学的な力を最小化する。カバー１０の底部３０は航空機の翼外形の上面に類似した形状に作られていて、ミサイル１５に関してカバー１０に下向きに働く空気力学的な力を発生させる。

本発明の一実施例においては、カバー１０の底部３０はミサイル１５へのカバー１０のためのサスペンション手段を含んでいる。

カバーの好ましい実施例においては、前部２５は、ミサイル１５の空気取入口４０がカバーと係合するようにして、それによって空気取入口４０の完全な保護を提供するような形状にされている。

ミサイルの発射後にカバー１０の予測可能で安全な除去を提供するために、カバー１０とそのサスペンション機構は、除去されるときにミサイル１５から予測可能な軌道で離れるようになるよう設計されている。

本発明の一実施例によれば、カバー１０をミサイル１５に接続するためのカバー１０のサスペンション手段は、カバー１０の底部３０の後部３２に配置された二つのヒンジ４５を含んでおり、カバー１０の底部３０の前部２５に近接してボールロック機構５５が配置されている。一つだけのヒンジ４５または二つより多いヒンジ４５を後方端部に配置するようにすることも実行可能である。ヒンジ４５およびボールロック機構５５は、ミサイル１５に取り付けられている対応する係合手段によってミサイル１５に接続される。

サスペンション手段の少なくとも一つは解除機構５０を含む。一実施例においては、これはボールロック機構５５に接続した付勢機構であってよく、当該機構が解除されるとカバー１０の前部が解放されて下向きにぶら下がることになる。ボールロック機構は、磁気的なまたは電磁的な機構に置き換えても良い。

カバー１０の安全で予測可能な除去は、最初にカバー１０の前部２５を、次いでカバー１０の後部３２を解放することによって達成される。このやり方にすれば、カバー１０は後部３２の周りを回転することになり、その結果ミサイル１５から離れる動きの最初の部分が後部サスペンション機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

本発明の一実施例においては、後部サスペンション機構は、カバーがミサイル１５から離れるように回転するときにカバー１０を解放するための開口スロットを備えるように設計された少なくとも一つのヒンジ４５である。

本発明の一実施例においては、カバー１０は、折畳み格納した位置でミサイル１５の横側に翼２０を保持するための保持手段３５を含む。これはミサイルの翼２０の保護にも寄与することになる。

保持手段３５は、様々な形態のものが可能である。一実施例では、保持手段３５はカバー１０に含まれるスロットである。

図３はミサイル１５の翼２０のための保持手段３５としてカバー１０に含まれるスロットを図示している。同図はスロットの場所を図示しており、翼２０が保持手段３０中に緩く配置されていること、すなわち、翼２０の先端の幅よりもスロットが広いこと、を図示している。しかしながら、保持手段３５の異なった実施例も使用可能である。

一実施例においては、スロットは、例えば、翼２０の先端をつつみかつしっかりと保持する柔らかい材料によって覆われているようにすることができる。

他の実施例においては、スロットは、翼２０の磁化された先端を溝またはスロット内にしっかりと保持するための磁気材料を含む。

さらに別の実施例においては、保持手段３５は、溝またはスロット以外の他の位置決めまたは拘束手段であってもよい。他の手段の例としては、翼２０を安定した位置に維持するための一つまたはそれ以上の把持アームまたはピンがある。

図４乃至６は、本発明によるカバー１０を備えたミサイル１５の異なる動作段階を図示している。

図４はミサイル１５に取り付けられた本発明のカバー１０を図示する。カバー１０が、格納された翼２０に対する保護を提供していることをこの図は示している。

図５は、ミサイル１５が発射された直後の、かつカバー１０が取り除かれた後の、状況を図示している。ミサイル１５の翼は広げられつつあり、ミサイル１５の飛翔に備えている。これに先立って、カバー１０は、カバーの前部２５におけるサスペンションを解除することによってミサイル１５から急速に取り除かれる。カバー１０はそれから、それに働く気流によって生じた力によって急速に下向きに動かされることになる。カバー１０は、後部３２におけるそのサスペンションの軸の回りを回転することになる。この例では、当該サスペンションはカバー１０の底部３０の後方端部に配置されたヒンジである。

ヒンジ機構には開口したスロットを備えることができ、それによって、カバー１０がその当初の休止位置(すなわち、ミサイルにカバーが取り付けられた時の位置)から例えば９０度回転した時に、カバーはヒンジ４５から抜け落ちてミサイル１５から急速に遠ざかることになる。これによってミサイル１５にぶつかることなくカバー１０が確実に取り除かれるようになる。ヒンジ４５から外れる動きをより制御することができるようにスプリングをヒンジ４５に取り付けて、カバー１０がその当初の休止位置から一定の角度だけ回転したときにサスペンション手段をヒンジ４５から外に押し出すようにすることができる。

図６は、発射後、保護カバー１０が無い状態で飛翔するミサイル１５を図示している。ミサイル１５の翼２０はこの段階では完全に開いており、ミサイル１５の空気取入口４０は完全に露出している。

図７Ａ−Ｃは発射されたミサイル１５の側面図であって、ミサイル１５からカバー１０が除去される前および後の異なる段階を示している。

図７Ａは、ミサイル１５の発射直後で保護カバー１０が付いているミサイル１５を図示している。

図７Ｂは、カバー１０の前部２５が解放され、カバー１０の後部３２におけるサスペンション手段での制御された動きでカバーが回転している状態を図示している。

図７Ｃは、カバーがミサイル１５から完全に取り除かれた直後の状態を図示している。カバーはミサイル１５から離れるように進むことになる。空気取入口４０が露出して、ミサイルはその空気を吸い込むエンジン、例えばジェットモーターを始動させることができる。

本発明はさらに、格納された翼２０ および空気取入口４０を有するミサイル１５を保護するための方法によっても定義される。本方法は、前部２５、底部３０、後部３２、およびサスペンション手段を含み、前記の前部２５はスポイラー形状をしていて前記の底部３０に対して上向きの角度で曲げられており、さらに前部２５は翼２０とミサイル１５の胴体との間の間隙を覆うような形状とされているカバー１０を準備する最初の工程を含む。次の工程は、空気取入口４０の前方でかつミサイル１５の横側の格納配置でミサイル１５の翼２０を折畳むことである。最後の工程は、カバー１０の前部２５が翼２０とミサイル１５の胴体との間の間隙を覆って翼に加わる空気力学的な力を最小化するように、サスペンション手段によってミサイル１５にカバー１０を据え付けることである。

一実施例において、本方法はさらに、カバー１０に備えられている、ミサイル１５の横側の格納位置における翼２０を保持するための保持手段３５にミサイル１５の翼２０を納める工程を含む。

一実施例において、本方法はさらに、ミサイルの空気取入口４０を覆うようにカバー１０を取り付けて、カバー１０を空気取入口４０に係合させる工程を含む。

一実施例において、本方法はさらに、ミサイル１５の発射の後にカバー１０を取り除いて翼２０を解放し空気取入口４０を露出させる工程を含む。

カバー１０を安全にかつ予測可能に取り外すことは、最初にカバー１０の前部２５を、次いでカバー１０の後部３２を解放することによって達成される。このやり方にすれば、カバー１０は後部の周りを回転することになり、その結果ミサイル１５から離れる動きの最初の部分が後部保持機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

一例では、カバー１０の前部２５が解除機構５０によってまず解放される。これは例えば、ボールロック機構５５に接続した付勢機構であってよく、当該ボールロック機構が解除されるとカバー１０の前部が解放されて下向きにぶら下がることになる。この後でカバー１０の後部３２が、後部３２におけるヒンジで回転することになるが、ここでヒンジは開口したスロットを有している。この結果、動きの最初の段階はミサイルから離れる動きであって、かつカバー１０の後部３２におけるサスペンション手段によって厳密に制御されることになる。

本発明は、翼が格納され強い気流に曝された時に振動や動きが最小化するように
ミサイル１５の翼２０を保護する空間効率のよい方法を提示するものである。本発明はさらに、ミサイル１５のジェットエンジンの空気取入口４０を保護する。

前記の保護を提供する本発明のカバー１０は、ミサイル１５から安全な方法で離れるように急速に取り除かれるように構成される。

Claims (16)

1. ミサイル（１５）の胴体の横側に折り畳まれて翼（２０）と胴体との間に間隙を生じさせる翼（２０）を有するミサイル（１５）を保護するためのカバー（１０）であって、前部（２５）、底部（３０）、後部（３２）、およびサスペンション手段を含むカバー（１０）において、
   カバー（１０）の前部（２５）は底部（３０）に対して上向きの角度に曲げられており、ミサイルに取り付けられた時に前部（２５）は折畳んだ翼（２０）とミサイル（１５）の胴体との間の間隙を覆うような形状になっており、それによって翼にかかる空気力学的な力を最小化することを特徴とするカバー（１０）。
2. ミサイル（１５）の横側の折畳み位置にある翼（２０）を保持するための保持手段（３５）をさらに含む、請求項１に記載されたカバー（１０）。
3. カバー（１０）にミサイル（１５）に対して下向きにかかる空気力学的な力を生じさせるために航空機の翼外形の上側に類似した形状を持つように、カバー（１０）の底部（３０）が作られている、請求項１または２に記載されたカバー（１０）。
4. ミサイル（１５）に設けられた空気取入口（４０）が、翼（２０）が空気取入口（４０）の前方で折畳まれた時にカバー（１０）に係合するような形状に前部（２５）が作られている、請求項１乃至３のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
5. サスペンション手段の少なくとも一つがカバー（１０）の後部（３２）に取り付けられているヒンジ（４５）を含む、請求項１乃至４のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
6. 少なくとも一つのヒンジ（４５）は、カバーが回転した時にミサイル(１５)から離れるようにカバー（１０）を解放するための開口したスロットを有するように作られている、請求項５に記載されたカバー（１０）。
7. サスペンション手段の少なくとも一つが解除機構（５０）を含む、請求項１乃至６のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
8. 解除機構（５０）が付勢機構である、請求項７に記載されたカバー（１０）。
9. カバー（１０）が金属で作られている、請求項１乃至８のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
10. カバー（１０）がプラスチックで作られている、請求項１乃至８のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
11. カバー（１０）がカーボンファイバーで作られている、請求項１乃至８のいずれか一項に記載されたカバー（１０）。
12. ミサイル（１５）の胴体の横側に折畳まれて、翼（２０）と胴体との間に間隙を生じる翼（２０）を有するミサイル（１５）を保護するための方法であって、
    − 前部（２５）、底部（３０）、後部（３２）、およびサスペンション手段を含み、
    カバー（１０）の前記前部（２５）は底部（３０）に対して上向きの角度で曲げられており、かつ前部（２５）は折畳まれた翼（２０）とミサイル（１５）の胴体との間の間隙を覆うような形状とされているカバー（１０）を準備すること、
    − ミサイル（１５）の胴体の横側にミサイル（１５）の翼（２０）を折畳むこと、および
    − カバー（１０）の前部（２５）が折畳まれた翼（２０）とミサイル（１５）の胴体との間の間隙を覆うように、サスペンション手段によってミサイル（１５）にカバー（１０）を取り付けること、
    を含む方法。
13. カバー（１０）に備えられている、ミサイル（１５）の横側の折畳み位置における翼（２０）を保持するための保持手段（３５）にミサイル（１５）の翼（２０）を納めることを含む、請求項１２に記載された方法。
14. 翼が空気取入口の前方に折畳まれたときに、カバー（１０）をミサイル（１５）の空気取入口（４０）を覆うようにさらに取り付けて、カバー（１０）を空気取入口（４０）に係合させることを特徴とする、請求項１２に記載された方法。
15. ミサイル（１５）を発射した後にカバー（１０）を取り除いて、翼（２０）を解放し空気取入口（４０）を露出させることを特徴とする、請求項１４に記載された方法。
16. 最初にカバー（１０）の前部（２５）を解除機構（５０）によって解放し、次いで開口したスロットを有するヒンジで止められた後部（３２）においてカバー（１０）を回転させることによって後部（３２）を解放することによって、カバー（１０）を解放し、それによって動きの最初の段階がミサイルから離れる動きになり、かつカバー（１０）の後部（３２）におけるサスペンション手段によって厳密に制御されるようになることを特徴とする、請求項１５に記載された方法。

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