JPH0526120B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、ミサイル装置、特に人間が持ち運
び可能なミサイルを航空機から発射する装置に関
する。

軍用機は歩兵並びにその他の軍隊の密接な支援
を行うのが典型的である。こういう軍用機は、ミ
サイル並びにその他の兵器を発射するための発射
機を備えているのが普通である。

ヘリコプタは他の航空機よりも一層密接な支援
作用をする場合が多く、地上部隊のの兵舎等に一
層接近して駐留する場合が多い。地上部隊は、対
空ロケツト・ミサイルを含めて利用し得る広範囲
の兵器庫を扱うのが典型的である。こういうロケ
ツト・ミサイルの多くは、人間が持ち運びが可能
なものであつて、肩で支持して発射筒から発射す
るように設計されている自己誘導型の「発射して
後は任せる」形式である。こういう兵器は、飛行
中の航空機を破壊することができると共に、戦車
等のような地上機甲装備を破壊又は動作不能にす
ることができる。このような兵器の主要な例は、
ステインガと呼ばれる、人間が持ち運び可能であ
る発射筒から発射する対空兵器である。

このようなミサイルの能力を更に発揮させるた
めには、ミサイル兵器を航空機より機上発射させ
るために航空機の発射機を利用できることが望ま
しい。特に、変更なしに、或いは又、変更を最小
限にして、こういう兵器を発射し得る発射機を利
用できることが要望されている。

ところで従来、米国特許第3748954号明細書、
又は米国特許第3750530号明細書に示された機上
ミサイル発射機が知られている。これらのミサイ
ル発射機は、機体側に固定される支持枠と、該支
持枠側に設けられて発射筒を取付けるクランプ
と、電子回路接続手段とを備えているが、これら
従来例では、人間が持ち運び可能なミサイルが、
例えば赤外線探索装置のような受動形電気光学探
索装置を備えた自己誘導型のものではなく、前記
のような要望に応えることができないという問題
点があつた。

この発明は、前記のような従来のものの問題点
を解決すると共に、前記要望を満足させるために
なされたもので、受動形電気光学探索装置を冷却
するための冷却流体源と、この冷却流体源からミ
サイルに冷却流体を供給するために電子回路制御
手段によつて制御される冷却流体供給用の制御手
段と、ミサイルの発射筒を中央支持枠に締付けた
時に冷却流体源と前記電子回路制御手段とを前記
発射筒へ自動的に接続するための自動接続手段を
具備させることにより、人間が持ち運び可能なミ
サイルを、全く又はほとんど変更することなくヘ
リコプタのような航空機の機上から発射できるよ
うにすると共に、前記ミサイルを装填した複数個
の発射筒を敏速にしかも容易に装着できるように
した、機上ミサイル発射機を提供することを目的
としている。

この発明の上記並びにその他の目的および利点
は、以下図面について説明する所から明らかにな
ろう。

第１図にはこの発明のミサイル発射機１０が示
されており、幾分空気力学的な形状のケーシンゲ
又は殻体（シエル）を有する。これは、装置の支
持体に固定される固定側の上側半殻体部分１２
と、スーツケース又はトランクの締金として使用
されているような形式の複数個の速離しクランプ
１６（各々の側にある）により、固定側の上側半
殻体部分１２に着脱自在に締付けられ又は結合さ
れる、解放自在の下側半殻体部分１４とを有す
る。こうすることによつて、下側半殻体部分１４
を素早く解放して落下又は旋回させ、上側半殻体
部分１２内に着脱可能に配設されたミサイル発射
筒１８，２０に敏速に接近できるようにする。
各々の上側および下側半殻体部分１２，１４はそ
れぞれの端に半円形の切欠きを持つており、これ
が発射筒１８，２０と合わさつてそれを取囲み、
発射筒１８，２０の両端が殻体の両端から突出で
きるようにしている。

ミサイル発射機１０は第１図に示すように上側
半殻体部分１２の上面ほぼ中央部に取付け手段で
ある取付け板２２を有し、この取付け板２２は航
空機又はその他の適当な発射車輛の取付けパイロ
ンに結合できるようになつている。この取付け板
又は集成体２２が航空機の爆弾投下パイロン又は
支持体に結合されていて、使用済みのミサイル発
射機１０を放出できるようにすることが好まし
い。更に、上記ミサイル発射機１０は特定の航空
機に幾つもの装置を取付けることができるよう
に、互いに上下に又は横に並べて複数個取付ける
ようにすることができる。

第２図について説明すると、ヘリコプタ２４の
ような典型的な発射台が、例として、片側の取付
けパイロン２６を持ち、ミサイル発射機２８がこ
のパイロンに取付けられる。別の取付け集成体が
航空機の反対側に示されており、他のミサイル発
射機３０が航空機の前記片側の発射機２８に対し
て90゜の角度の向きに配置されることを示してい
る。これらの発射機は、ステインガと呼ばれる人
間が持ち運び可能な形式のミサイル・ロケツト並
びに同ようなロケツトの変更してない発射筒１
８，２０を受入れるようになつている。或るロケ
ツトは、例えば歩兵が肩で支持して発射する為の
対空兵器として設計されている。しかし、この発
明は、リデイおよびステインガのような自己誘導
型ミサイルの備蓄をその変更なしに容易に使うこ
とができる。ステインガは、受動形追尾IR探索
誘導を持つ「発射して後は任せる」兵器である。
ミサイルは投棄形発射筒にパツケージにして、繰
返して使えるグリツプストツクによつて発射する
用意ができた状態で送出される。

第９図について説明すると、前記ミサイル発射
機１０は、中央支持枠を有し、この中央支持枠
は、殻体のほぼ全長にわたつて伸びる全体的にＵ
字形の細長いはり又は溝形部材３２で構成されて
いて、外向きに伸び出す１対のフランジ３４，３
６を持ち、これらのフランジ３４，３６はその全
長にわたつて伸びていて、上側半殻体部分１２の
頂部内面に固着された全体的に矩形の細長い補強
板３８に接続されている。この中央支持枠が、殻
体の上側半殻体部分１２の上面部に固定した取付
け板２２のブラケツト（第１図）と共にミサイル
発射機１０の基本的な支持構造を形成する。後で
説明するが、中央支持枠である溝形部材３２は、
極低温びんや電子回路の電源および制御装置のよ
うなその他の装置を収容する切欠き部分を持つて
いる。

ミサイル発射筒１８，２０（第７図）が中央の
溝形部材３２の両側に配置されていて、前側およ
び後側のクランプ・プラケツトにかかえられてい
る。各々のミサイル発射筒取付け集成体が、第３
図、第４図、第７図および第９図に示すような前
側および後側クランプを含んでいる。

第７図について詳しく説明すると、各々の前側
クランプ集成体がねじおよびナツト集成体４８，
５０によつて所定位置に保持された旋回キヤツプ
部材４４，４６を持つ固定の基部揺動部材４０，
４２から形成されている。前記両旋回キヤツプ部
材４４，４６が固定の基部揺動部材４０，４２の
内側にそれぞれ枢着され、外側に開くと、ミサイ
ル発射筒１８，２０に左右の横方向より接近する
ことができる。

第９図に一番よく示された同様な後側クランプ
集成体が、同じ様に基部揺動部材５２，５４を含
み、これらが枢着されたねじ集成体６０，６２に
よつて所定位置に保持された旋回キヤツプ部材５
６，５８を有する。第９図から判るように、前側
および後側の一対の旋回キヤツプ部材４４，４６
と５６，５８はそれぞれ互いに遠のく向きに旋回
して、各々のミサイル発射筒１８，２０を下向き
および横に引張つて、それを発射機１０から取外
すことができるようにする。こうすることによ
り、両発射筒１８，２０をそれぞれクランプ集成
体側面から装填することができるため、ミサイル
発射筒１８，２０の装填機、および人間が、ミサ
イル発射筒１８，２０の前又は後に来ることが避
けられる。

第８図について説明すると、各々のミサイル発
射筒１８，２０に対する整合および位置ぎめ案内
ブラケツトが基部部材６２，６４を持つており、
その中に浮動ピン集成体６８，７０が往復動自在
に取付けられている。各々の集成体６８，７０
は、プランジヤ７２，７４に装着されていて、伸
び出した位置へとスプリング７６によつて常時偏
圧されている。ピン集成体６８，７０のピンが、
ミサイル発射筒１８ではブラケツト１９と、また
ミサイル発射筒２０ではブラケツト２１のそれぞ
れの溝孔形開口（第６図参照）と係合する。これ
らのブラケツト１９，２１は、砲手用グリツプス
トツクおよび肩発射集成体に係合して接続するた
めに、発射筒に形成されている現存する構造であ
る。これらの位置ぎめおよび整合ブラケツトが、
発射筒１８，２０を軸方向に整合させ、殻体の長
手方向に沿つてクランプ位置に上向きに旋回する
ように、軸方向に位置ぎめし、位置ぎめと同時に
ガス・ソケツト集成体および電気ソケツト集成体
と自動的に接続して、ミサイルを装置の冷却ガス
並びに電子回路制御装置とそれぞれ接続する。

前記ミサイル発射筒１８は、第７図で示すよう
な掛金機構と係止されるようになつており、ブラ
ケツト８２に枢着された係止フツク８０および掛
金機構を解放するてこ８４を含んでいる。他方の
ミサイル発射筒２０についても同様な掛金機構が
設けられており、ブラケツト８８に枢着された係
止フツク８６を含み、これに掛金解放アーム９０
が接続されている。係止フツク８０，８６が、そ
れぞれ発射筒１８，２０の前端に設けられている
プラケツト８１，８７と係合する。

ミサイル発射機１０は完全に自蔵式であつて、
それぞれのロケツト・ミサイルの発射を制御する
のに必要な電子回路制御手段および作動手段を含
んでいる。しかし、各々の発射機１０は中央の制
御コード（図示せず）によつて航空機の操縦席に
接続され、操縦士又はその他の人間がロケツトを
発射することができるようにしている。

第４図および第５図に示すように、各々のミサ
イルの赤外線探索装置に対する冷却装置が冷却ガ
ス源を含む。この例では、これは高度に圧縮され
た（600psi）アルゴン・ガスの着脱自在の2.0リ
ツトルのタンク又はびん９２で構成され、これが
溝形部材３２の集成体に設けられた切欠きの中
で、その前端にガス接続又は結合ソケツト９４を
持つブラケツトと、ガスびんの後端に係合する解
放自在の取付けブラケツト９６間に取付けられて
いる。結合ソケツト９４がガス・タンクをガス装
置と結合する。このガス装置は冷却ガスを第８図
に示すような別個の配管１００，１０２並びに個
別のソレノイド制御弁（その１つを第３図の１０
４に示す）を介して結合ソケツト１０６に分配す
る。結合ソケツト１０６は、第６図に示すよう
に、それぞれの発射筒１８，２０の弁作動ピンお
よび栓１０８と整合している。後で説明するよう
に、電子回路装置内のの制御手段が、赤外線探索
検出器の動作中、それを低温に保つために、冷却
ガスの調整並びに作動をする。上に述べた供給源
は、40秒単位で40回分に相当する冷却ガスを供給
する。

第５図に一番よく示されているように、溝形部
材３２の切欠きの中には、発射機に対する電子回
路制御装置が配置されている。この電子回路制御
装置が電源パツク集成体１１０を含み、これが電
子回路制御パツク又は集成体１１２に接続されて
いる。電子回路制御装置の詳細はここに示してな
いが、こ装置は、探索ヘツドを作動して制御する
ようにミサイルを制御すると共に、その中の揺動
装置を作動するのに必要な制御回路を含んでい
る。この制御パツクは、違つた形のミサイルに適
用したり、更新したりするため、周知のように差
し込みカードによつて修正されるように設計され
ている。制御パツク１１２がプラグおよびソケツ
ト装置に接続される。そのソケツトが第６図の１
１４に示してあり、プラグは１１６に示してあ
る。

第８図に示した前述の整合および位置ぎめブラ
ケツト集成体は、第６図に示すように、ミサイル
発射筒が上向きに移動すると（正しく配置された
時）、栓１０８および１１６が自動的にそれぞれ
の接続ソケツト内に差し込まれるように、ミサイ
ル発射筒を位置ぎめして案内するように作用す
る。これによつて冷却ガス源および電子回路がミ
サイル発射筒に自動的に接続される。

電子回路制御装置が、第５図に示すようにソケ
ツト１１８に接続された中央のコード（図に示し
てない）により、ヘリコプタ２４のような航空機
の操作部に接続される。このため、ミサイルの発
射を航空機から制御することができる。安全撃針
１２０ががスイツチ装置１２２に挿入されて、発
射筒が一杯に装填されて、発射する用意ができる
まで、発射制御装置を不作動にする。発射筒のミ
サイルを発射する時、安全撃針１２０を直接的に
孔から引張つて取出すと、発射機が作動される。

ミサイル発射筒１８，２０は、輸送する前は、
プラスチツクのキヤツプによつて両端が密封され
ている。これらのキヤツプは所定位置にとどま
り、発射する時にミサイルによつて自動的に蹴り
出される。

この発明の特定の実施例を図示して説明した
が、この発明の範囲内で種々の変更が可能である
ことは云うまでもない。

以上説明したように、この発明による機上ミサ
イル発射機は、ヘリコプタのような航空機に取付
手段で取付けられる中央支持枠に、ミサイルを装
填した複数個の発射筒をクランプによつて着脱自
在に締付け、前記支持枠およびこの支持枠に装着
されたミサイル制御用の電子回路制御手段を殻体
に収納すると共に、ミサイルと発射筒を前記支持
枠の所定位置に締付けた時に、ミサイルに内蔵さ
れた受動形電気光学探索装置を冷却するための冷
却流体源とを、自動接続手段によつて前記発射筒
に自動接続するようにしたので、人間が持ち運び
可能なミサイルを発射筒と共に全く又はほとんど
変更なしにヘリコプタのような航空機に敏速にし
かも容易に装着でき、更に、航空機の機上から発
射されたミサイルの受動形電気光学探索装置が冷
却流体源から供給される冷却流体によつて低温に
保たれることで探索装置が正常に作動し、正確な
ミサイルの誘導ができるという効果が得られる。
また、ミサイル自体に冷却流体源を搭載する必要
がなく、ミサイルの軽量化が図れると共に、飛行
速度の機能が向上できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は発射機全体の斜視図、第２図は典型的
なヘリコプタの正面図で、発射機の交代的な取付
け位置を示す。第３図はケーシングの一部分を破
断した発射機の側面図、第４図は下側半殻体部分
を取外した発射機の底面図、第５図は第４図の線
５−５で切つた断面図、第６図は第３図の一部分
と同様な拡大図で、途中まで挿入したミサイル発
射筒を示す。第７図は第３図の線７−７で切つた
拡大断面図、第８図は第３図の線８−８で切つた
拡大断面図、第９図は第３図の線９−９で切つた
拡大断面図、１つのクランプは開いた状態を示
す。 主な符号、１０…ミサイル発射機、１８，２０
…ミサイル発射筒、２４…ヘリコプタ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 人間が持ち運び可能な発射筒から発射される
   受動形電気光学探索装置を備えた自己誘導型のミ
   サイルを空中から発射するための機上ミサイル発
   射機であつて、航空機に取付ける為の取付け手段
   を有する中央支持枠と、ミサイルを装填した複数
   個の発射筒を前記支持枠に着脱自在に締付けるク
   ランプ手段と、前記支持枠に装着されたミサイル
   制御用の電子回路制御手段と、前記支持枠及び電
   子回路制御手段を収納する殻体と、前記電子回路
   制御手段により制御され前記受動形電気光学探索
   装置を冷却する為、上記中央支持枠に固定された
   圧縮ガス容器からなる冷却流体源と、この冷却流
   体源から前記ミサイルに冷却流体を供給する為に
   前記支持枠に装着された前記回路制御手段によつ
   て制御される冷却流体供給用の制御手段と、前記
   発射筒を所定位置に締付けた時に冷却流体源と電
   子回路制御手段とを前記発射筒へ自動的に接続す
   るための自動接続手段とを備えたことを特徴とす
   る機上ミサイル発射機。 ２ 特許請求の範囲１に記載した機上ミサイル発
   射機に於て、中央支持枠は、全体にＵ字形の細長
   いはりを含み、クランプは前記はりの両側で露出
   していて発射筒を解放自在に締付ける前側及び後
   側のクランプからなる機上ミサイル発射機。 ３ 特許請求の範囲２に記載した機上ミサイル発
   射機に於て、Ｕ字形の細長いはりは、中央ハウジ
   ングを構成し、電子回路制御手段が前記中央ハウ
   ジング内に取付けられている機上ミサイル発射
   機。 ４ 特許請求の範囲１乃至３のいずれかに記載し
   た機上ミサイル発射機に於て、受動形電気光学探
   索装置は赤外線探索装置である機上ミサイル発射
   機。 ５ 特許請求の範囲３又は４に記載した機上ミサ
   イル発射機に於て、冷却流体源は、中央ハウジン
   グ内に配置された圧縮ガス容器である機上ミサイ
   ル発射機。 ６ 特許請求の範囲３乃至５のいずれかに記載の
   機上ミサイル発射機に於て、自動接続手段は、該
   接続手段と係合する様に発射筒を位置ぎめ並びに
   整合させる為に、発射筒のブラケツトと係合し得
   る縦方向位置ぎめピン集成体を含む整合手段を有
   する機上ミサイル発射機。 ７ 特許請求の範囲６に記載した機上ミサイル発
   射機に於て、ピン集成体は、発射筒がクランプに
   坐着する前に、発射筒と係合する様に、枠部材か
   ら外向きに偏圧されいる機上ミサイル発射機。 ８ 特許請求の範囲１乃至７のいずれかに記載し
   た機上ミサイル発射機に於て、支持枠の前端に配
   置されていて、発射筒のピン集成体と係合して、
   発射管をクランプに坐着した状態に保持する係止
   集成体と係合して、発射管をクランプに坐着した
   状態に保持する係止手段を有する機上ミサイル発
   射機。 ９ 特許請求の範囲１乃至８のいずれかに記載の
   機上ミサイル発射機に於て、電子回路制御手段
   は、実質的に中央支持枠の前端に配置された自動
   結合ソケツト手段を含む機上ミサイル発射機。 １０ 特許請求の範囲１乃至７のいずれかに記載
   した機上ミサイル発射機に於て、中央支持枠の前
   端の直ぐ後方に配置された冷却流体源自動結合ソ
   ケツトを有する機上ミサイル発射機。 １１ 特許請求の範囲１乃至１０のいずれかに記
   載した機上ミサイル発射機に於て、殻体は、中央
   支持枠とクランプに装着されたミサイル発射筒の
   少なくとも大部分を囲む固定の上側半殻体及び着
   脱自在の下側半殻体を有する機上ミサイル発射
   機。