JPH03208796A - 航空機発射ミサイル用ランチャ - Google Patents
航空機発射ミサイル用ランチャInfo
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- JPH03208796A JPH03208796A JP242690A JP242690A JPH03208796A JP H03208796 A JPH03208796 A JP H03208796A JP 242690 A JP242690 A JP 242690A JP 242690 A JP242690 A JP 242690A JP H03208796 A JPH03208796 A JP H03208796A
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- Japan
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- aircraft
- launcher
- missile
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- 238000010304 firing Methods 0.000 title 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 2
- 229920000232 polyglycine polymer Polymers 0.000 abstract 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
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- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、攻撃能力を高めるようにした航空機から発射
されるミサイル用のランチャに関する。
されるミサイル用のランチャに関する。
従来の航空機から発射される空対空等のミサイル用ヲン
チャは、母機としての航空機に固定されていた。
チャは、母機としての航空機に固定されていた。
〔発明が解決しようとする課題〕。
前記の従来のランチャは、第5図に示すように、ミサイ
ル11を発射するランチャ3ti、母機としての航空機
lにその機体軸方向に取付けられているために、ミサイ
ル1lfl航空機lの機体軸方向に射出される。このた
めに、例えば、目標機10に対する照準誤差が大きく、
ミサイル11のシーカ首振角範囲αに入らないとき又は
目標機lOがミサイルの旋回加速度限界を超える位置[
6るときには、ミサイル飛しよう経路13ti目標機l
Oを外れて命中することができないことがあった。
ル11を発射するランチャ3ti、母機としての航空機
lにその機体軸方向に取付けられているために、ミサイ
ル1lfl航空機lの機体軸方向に射出される。このた
めに、例えば、目標機10に対する照準誤差が大きく、
ミサイル11のシーカ首振角範囲αに入らないとき又は
目標機lOがミサイルの旋回加速度限界を超える位置[
6るときには、ミサイル飛しよう経路13ti目標機l
Oを外れて命中することができないことがあった。
本発明は、前記の問題点を解決することができる航空機
発射ミサイル用のランチャを提供しようとするものでろ
る。
発射ミサイル用のランチャを提供しようとするものでろ
る。
本発明の航空機発射ミサイル用ランチャは、その先端部
が航空機の機体軸に直交する軸まわりに回動可能に航空
機に取付けられ、また前記軸まわりに回動できるL12
にその後端部がバネを介して航空機に取付けられている
。
が航空機の機体軸に直交する軸まわりに回動可能に航空
機に取付けられ、また前記軸まわりに回動できるL12
にその後端部がバネを介して航空機に取付けられている
。
本発明では、目標へ向って航空機が旋回すると、ランチ
ャは、遠心力に工ってバネ力に抗して先端部が取付けら
れ軸まわりに航空機の旋回する方向に回動し、航空機の
機体軸より目標に向った方向を向く。これによって、ラ
ンチャより射出されるミサイルのシーカの首振角の範囲
内及びミサイルの旋回加速度限界内に目標をおくことが
容易となり、目標への命中度が向上し、また目標捕捉範
囲も拡大する。
ャは、遠心力に工ってバネ力に抗して先端部が取付けら
れ軸まわりに航空機の旋回する方向に回動し、航空機の
機体軸より目標に向った方向を向く。これによって、ラ
ンチャより射出されるミサイルのシーカの首振角の範囲
内及びミサイルの旋回加速度限界内に目標をおくことが
容易となり、目標への命中度が向上し、また目標捕捉範
囲も拡大する。
本発明の一実施例を第1図ないし第4図によって説明す
る。
る。
母機としての航空機の主J[1aの下面には、機体軸方
向にパイロン2が取付けられている。同パイロン2の側
面には、ランチャ3の先端部に設けられ機体軸方向に直
交し、かつ水平方向を向く回転軸4が回動できるように
取付けられている。また、ランチャ3の後端部の水平方
向の軸6は、前記回転軸40軸心を中心として設けられ
たパイロン2の側面の円弧状の溝7に挿入され、同軸6
より上下方向に突設されたビン6aまわりには上11対
のコイル状バネ5,5が設けられ、同バネ5.5は軸6
とパイロン2の上下壁との間に介装されている。また、
第4図に模式的に示すように、バネ5と並列に軸6とパ
イロン2との間にはダンパ8が介装されている。前記ラ
ンチャ3は、航空機lが水平飛行を行なうときには、第
3図(a)に示すように、バネ5とランチャ3に作用す
る重力Wとによって、ランチャ3i11機体軸、即ち母
機の飛行方向を向くようになっている。
向にパイロン2が取付けられている。同パイロン2の側
面には、ランチャ3の先端部に設けられ機体軸方向に直
交し、かつ水平方向を向く回転軸4が回動できるように
取付けられている。また、ランチャ3の後端部の水平方
向の軸6は、前記回転軸40軸心を中心として設けられ
たパイロン2の側面の円弧状の溝7に挿入され、同軸6
より上下方向に突設されたビン6aまわりには上11対
のコイル状バネ5,5が設けられ、同バネ5.5は軸6
とパイロン2の上下壁との間に介装されている。また、
第4図に模式的に示すように、バネ5と並列に軸6とパ
イロン2との間にはダンパ8が介装されている。前記ラ
ンチャ3は、航空機lが水平飛行を行なうときには、第
3図(a)に示すように、バネ5とランチャ3に作用す
る重力Wとによって、ランチャ3i11機体軸、即ち母
機の飛行方向を向くようになっている。
本実施例においては、航空機工が垂直面内で目標機10
の方向へ上方へ向って旋回するときには、第3図山)に
示すように、遠心力が作用して重力WK加えて遠心力W
Xn(nは航空機lの旋回加速度)がランチャ3に対し
て下方に作用し、バネ5の力に抗してランチャ3は回転
軸4の軸心まわりに第3図(b)において時計まわりに
回転し、ランチャ3は機体軸より上方へ傾斜する。この
ために、第4図に示すように、航空機lが上方の目標機
10に正対するに至らなくても、ランチャ3は目標機1
0に近い方向を指向すること\なり、従って、ランチャ
3より射出されるミサイル11のシーカ首振範囲内及び
ミサイル11の旋回加速度範囲内に目標機10tおくこ
とが容易となり、ミサイル飛しよう経路13を目標機l
Oに至らしめ目標機10ヘミサイル1lft命中させる
ことができる。
の方向へ上方へ向って旋回するときには、第3図山)に
示すように、遠心力が作用して重力WK加えて遠心力W
Xn(nは航空機lの旋回加速度)がランチャ3に対し
て下方に作用し、バネ5の力に抗してランチャ3は回転
軸4の軸心まわりに第3図(b)において時計まわりに
回転し、ランチャ3は機体軸より上方へ傾斜する。この
ために、第4図に示すように、航空機lが上方の目標機
10に正対するに至らなくても、ランチャ3は目標機1
0に近い方向を指向すること\なり、従って、ランチャ
3より射出されるミサイル11のシーカ首振範囲内及び
ミサイル11の旋回加速度範囲内に目標機10tおくこ
とが容易となり、ミサイル飛しよう経路13を目標機l
Oに至らしめ目標機10ヘミサイル1lft命中させる
ことができる。
また、航空機1が垂直面内で目標機10へ向って下方へ
向って旋回するときには、前記と逆にランチャ3は機体
軸より下方へ傾斜し、前記と同様に命中度を向上させる
ことができる。
向って旋回するときには、前記と逆にランチャ3は機体
軸より下方へ傾斜し、前記と同様に命中度を向上させる
ことができる。
なお、上記実施例では、航空機lの垂直面内の旋回に対
して効果を上げるように、ランチャを機体軸方向と直交
する水平軸まわりに遠心力によって回動させるようにし
ているが、遠心力によって垂直軸まわりに回動させるよ
うにして航空機lの水平面内の旋回に対して効果を上け
るようにすることもできる。
して効果を上げるように、ランチャを機体軸方向と直交
する水平軸まわりに遠心力によって回動させるようにし
ているが、遠心力によって垂直軸まわりに回動させるよ
うにして航空機lの水平面内の旋回に対して効果を上け
るようにすることもできる。
また更に、ランチャを第−及び第二の部材よシ構成し、
第一の部材を前記実施例のように遠心力によって航空機
に対して水平軸まわりに回動させ、かつ、ミサイルを射
出する第二の部材を遠心力によって第一の部材に対して
垂直軸まわりに回動させ、または、これと逆に第一の部
材を垂直軸まわりに、かつ第二の部材を水平軸まわりに
回動させるようにして、航空機の垂直面内及び水平面内
の旋回のいずれに対しても命中度を上げるようにするこ
ともできる。
第一の部材を前記実施例のように遠心力によって航空機
に対して水平軸まわりに回動させ、かつ、ミサイルを射
出する第二の部材を遠心力によって第一の部材に対して
垂直軸まわりに回動させ、または、これと逆に第一の部
材を垂直軸まわりに、かつ第二の部材を水平軸まわりに
回動させるようにして、航空機の垂直面内及び水平面内
の旋回のいずれに対しても命中度を上げるようにするこ
ともできる。
以上説明したように、本発明によれば、航空機が目標に
向って旋回するときに、ランチャを機体軸線より目標へ
向って傾けることができ、目標にミサイルが命中する範
囲を従来のランチャを有する場合に比べ著しく拡大する
ことができ、これによって攻撃能力全高めることができ
る。
向って旋回するときに、ランチャを機体軸線より目標へ
向って傾けることができ、目標にミサイルが命中する範
囲を従来のランチャを有する場合に比べ著しく拡大する
ことができ、これによって攻撃能力全高めることができ
る。
第1図は本発明の一実施例の全体図、第2図は同実施例
のランチャとパイロンの部分の斜視図、第3図(a)
、 (b)はそれぞれ同実施例における水平飛行時及び
旋回時のランチャの位置を模式的に示す説明図、第4図
は同実施例におけるミサイル飛しよう状態の説明図、第
5図(a) 、 (b)Fi従来のランチャによるミサ
イル飛しよう状態の説明図である。 1−・・航空機(母機)、 1a・・・主翼、2・・
・パイロン、 3・・・ランチャ、4・・・回転軸、
5・・・バネ、 6・・・軸、7・・・パイロン
の溝、 8・・・ダンパ、10・・・目標機、 t
t・・・ミサイル、12・・・ミサイル射出方向、 13・・・ミサイル飛しょう経路。
のランチャとパイロンの部分の斜視図、第3図(a)
、 (b)はそれぞれ同実施例における水平飛行時及び
旋回時のランチャの位置を模式的に示す説明図、第4図
は同実施例におけるミサイル飛しよう状態の説明図、第
5図(a) 、 (b)Fi従来のランチャによるミサ
イル飛しよう状態の説明図である。 1−・・航空機(母機)、 1a・・・主翼、2・・
・パイロン、 3・・・ランチャ、4・・・回転軸、
5・・・バネ、 6・・・軸、7・・・パイロン
の溝、 8・・・ダンパ、10・・・目標機、 t
t・・・ミサイル、12・・・ミサイル射出方向、 13・・・ミサイル飛しょう経路。
Claims (1)
- その先端部が航空機の機体軸に直交する軸まわりに回動
可能に航空機に取付けられ、また前記軸まわりに回動で
きるようにその後端部がバネを介して航空機に取付けら
れたことを特徴とする航空機発射ミサイル用ランチャ。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP242690A JPH03208796A (ja) | 1990-01-11 | 1990-01-11 | 航空機発射ミサイル用ランチャ |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP242690A JPH03208796A (ja) | 1990-01-11 | 1990-01-11 | 航空機発射ミサイル用ランチャ |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH03208796A true JPH03208796A (ja) | 1991-09-11 |
Family
ID=11528931
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP242690A Pending JPH03208796A (ja) | 1990-01-11 | 1990-01-11 | 航空機発射ミサイル用ランチャ |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH03208796A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2052201A4 (en) * | 2006-08-16 | 2012-10-03 | Rafael Armament Dev Authority | MISSILE MINIATURE |
-
1990
- 1990-01-11 JP JP242690A patent/JPH03208796A/ja active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2052201A4 (en) * | 2006-08-16 | 2012-10-03 | Rafael Armament Dev Authority | MISSILE MINIATURE |
US8664575B2 (en) | 2006-08-16 | 2014-03-04 | Rafael Advanced Defense Systems Ltd. | Miniature missile |
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