JPH0618193A - 飛行体発射装置 - Google Patents
飛行体発射装置Info
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- JPH0618193A JPH0618193A JP5070308A JP7030893A JPH0618193A JP H0618193 A JPH0618193 A JP H0618193A JP 5070308 A JP5070308 A JP 5070308A JP 7030893 A JP7030893 A JP 7030893A JP H0618193 A JPH0618193 A JP H0618193A
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- JP
- Japan
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- missile
- adapter
- aircraft
- launching device
- launcher
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- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 6
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000979 retarding effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D7/00—Arrangements of military equipment, e.g. armaments, armament accessories, or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
- B64D7/08—Arrangements of rocket launchers or releasing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は、許容できない重量による不利益を招
くことなく、一度航空機から離れたミサイルの安定性を
確保できるミサイル若しくはドローン等の分離用装置を
提供すること。 【構成】空中を進むミサイル(7) 用の放棄可能なアダプ
タ(1) が航空機に設けられた発射装置(2) とミサイル
(7) との間に配設される。このアダプタ(1) は飛行安定
装置(4) 及び遅延装置(5) を備え、発射装置(2) からの
分離中に展開可能である。ミサイル(3) 上に複数の止め
金(3) を固定して設けるのではなく、代りにアダプタ
(1) の上にそれらは設けられる。安定性が見出だされた
時、アダプタ(1) はミサイル(7) から分離される。
くことなく、一度航空機から離れたミサイルの安定性を
確保できるミサイル若しくはドローン等の分離用装置を
提供すること。 【構成】空中を進むミサイル(7) 用の放棄可能なアダプ
タ(1) が航空機に設けられた発射装置(2) とミサイル
(7) との間に配設される。このアダプタ(1) は飛行安定
装置(4) 及び遅延装置(5) を備え、発射装置(2) からの
分離中に展開可能である。ミサイル(3) 上に複数の止め
金(3) を固定して設けるのではなく、代りにアダプタ
(1) の上にそれらは設けられる。安定性が見出だされた
時、アダプタ(1) はミサイル(7) から分離される。
Description
【０００１】この発明は飛行体発射装置に関し、特に航
空機によって運ばれ発射されるミサイルもしくはドロー
ン等に関する。いくつかの空中発射型ミサイル（若しく
は爆弾）は航空機搭載型発射装置に取り付ける一組の直
立ラグを備えている。発射時に、ミサイルは発射装置か
ら発射され、ミサイルのラグはミサイルの本体に固定さ
れたままである。最適の性能を得るために、低空気抵抗
特性（low aerodynamic drag characteristics) 及び低
レーダー交差特性（ Low rader cross-section）を有す
るようにミサイルを設計することが望ましい。しかし、
ミサイルにおける直立ラグの存在はこれらの特性を低下
させる重要な要因になる。この問題を解決する１つの方
法は欧州特許第２６８４７４号に開示されており、ミサ
イルが発射される際にミサイルからフックから切り離す
装置が設けられている。
空機によって運ばれ発射されるミサイルもしくはドロー
ン等に関する。いくつかの空中発射型ミサイル（若しく
は爆弾）は航空機搭載型発射装置に取り付ける一組の直
立ラグを備えている。発射時に、ミサイルは発射装置か
ら発射され、ミサイルのラグはミサイルの本体に固定さ
れたままである。最適の性能を得るために、低空気抵抗
特性（low aerodynamic drag characteristics) 及び低
レーダー交差特性（ Low rader cross-section）を有す
るようにミサイルを設計することが望ましい。しかし、
ミサイルにおける直立ラグの存在はこれらの特性を低下
させる重要な要因になる。この問題を解決する１つの方
法は欧州特許第２６８４７４号に開示されており、ミサ
イルが発射される際にミサイルからフックから切り離す
装置が設けられている。
【０００２】本発明の目的は、前記したフックの存在の
問題の別の解決法を提供することにあり、その解決法
は、公知の解決法に勝る、さらに有利にな点を有する。
ミサイル及びミサイル発射装置の設計の技術分野におけ
る通常の知識を有するものに知られる他の問題は、一度
航空機から離れたミサイルの安定性を確保することにあ
る。さらに他の問題は、許容できない重量による不利益
を招くことなく、空輸および発射誘導力に対して構造的
に十分に強いミサイルを設計することにある。本発明
は、重大なこれらの問題を大いに低減するミサイル若し
くはドローン等の分離用装置を提案するものである。
問題の別の解決法を提供することにあり、その解決法
は、公知の解決法に勝る、さらに有利にな点を有する。
ミサイル及びミサイル発射装置の設計の技術分野におけ
る通常の知識を有するものに知られる他の問題は、一度
航空機から離れたミサイルの安定性を確保することにあ
る。さらに他の問題は、許容できない重量による不利益
を招くことなく、空輸および発射誘導力に対して構造的
に十分に強いミサイルを設計することにある。本発明
は、重大なこれらの問題を大いに低減するミサイル若し
くはドローン等の分離用装置を提案するものである。
【０００３】本発明は、発射装置および飛行体に解放自
在に取り付けるためのアダプタから成り、飛行中に航空
機からアダプタを解放した後、飛行体をアダプタから解
放する装置を備えている。従って、ミサイルから成り得
る飛行体は付属のアダプタから一緒に航空機から発射さ
れる。発射装置からのリカバリーに続いてアダプタまた
はミサイル内に設けた適当な投棄装置によってミサイル
から投棄される。発射装置側において、アダプタは標準
爆弾用ラグを使用することで取り付けられ得る。ミサイ
ル側において、任意の適当な、解放可能な装着装置が使
用され得る。好ましくは、このアダプタは爆弾用ラグへ
のミサイル内部負荷および空力尾翼を備え得る。尾翼は
航空機におけるような幾何学的な拘束と合致するように
され得、また発射装置搭載型航空機から迅速に分離させ
る遅延装置を備えることができる。このアダプタは飛行
体を発射前に運ぶ中空容器の形状を成すことができる。
戦闘では、低い高度における高速飛行から大きなミサイ
ルおよびドローンの空輸および発射が必要となる。
在に取り付けるためのアダプタから成り、飛行中に航空
機からアダプタを解放した後、飛行体をアダプタから解
放する装置を備えている。従って、ミサイルから成り得
る飛行体は付属のアダプタから一緒に航空機から発射さ
れる。発射装置からのリカバリーに続いてアダプタまた
はミサイル内に設けた適当な投棄装置によってミサイル
から投棄される。発射装置側において、アダプタは標準
爆弾用ラグを使用することで取り付けられ得る。ミサイ
ル側において、任意の適当な、解放可能な装着装置が使
用され得る。好ましくは、このアダプタは爆弾用ラグへ
のミサイル内部負荷および空力尾翼を備え得る。尾翼は
航空機におけるような幾何学的な拘束と合致するように
され得、また発射装置搭載型航空機から迅速に分離させ
る遅延装置を備えることができる。このアダプタは飛行
体を発射前に運ぶ中空容器の形状を成すことができる。
戦闘では、低い高度における高速飛行から大きなミサイ
ルおよびドローンの空輸および発射が必要となる。
【０００４】発射装置搭載型航空機の安全を保証するた
め、ミサイルシステムが故障した時でさえも分離は完全
で確実なものでなければならない。従って、ミサイルは
どんなことがあってもピッチ・アップせず、航空機に衝
突することのないピッチ・ダウン率をもって解放される
べきである。一方、ミサイルが低い高度で発射されるべ
き場合には、地上に衝突する前にこのピッチ・ダウン発
射から元の位置に復帰させなければならない。これは積
極的な制御あるいはかなりの自然空力安定限界（natura
l aerodynamic stabillity margin ）のいずれかが必要
とされる。兵器の発射している間の積極的な制御は好ま
しくなく、それは現代兵器におけるほとんど全ての補助
システムおよびソフトウエアーが高い信頼性とコストペ
ナルティーを持った安全臨界項目となることを意味する
からである。高い自然空力安定限界のため、ミサイルは
その自由飛行面で低操縦型となる。それはまた、航空機
と地表平面よりしばしば妨げられる大きな尾翼を必要と
する。前記地表平面の問題の１つの解決法としては、展
開可能尾翼があるが、その尾翼は発射した後すぐに効果
が有ることが要求されるので、極めて短い展開時間が要
求される。さらにその尾翼は通常飛行制御にも使用さ
れ、その結果極めて複雑な高速で作動するメカニズムが
要求される。このような課題がこの発明では自由飛行制
御および発射安定化用の別個の尾翼を設け、そして発射
安定化用尾翼を航空機から安定に離れた後切り離すこと
によって解決される。従って、安定尾翼の設計は敏速に
展開するように最適化され得る。公知の発射台の操縦能
力は大きなミサイルでは空輸負荷を負わせ、通常この負
荷は自由飛行中にミサイルの受ける負荷に勝る。その結
果、空輸状態に対する構造上質量の良いプロポーション
が唯一要求され、そのプロポーションは自由飛行中のミ
サイルにとっては好ましくない重量ペナルティーとな
る。この発明はその目的が達成された後、特別の構造体
を切り離すことができる。もし、特別な発射装置を航空
機に搭載できなければ、兵器は通常の爆弾ラグを介して
取り付けなければならないが、これはすでに記載したい
くつかの欠点を含む多くの欠点が伴う。標準ラグの間隔
は固定されており、ミサイルの構造レイアウトに適合で
きない。これらのラグに対して許容できるミサイルの重
心にはある程度の誤差があるが、十分に改善されていな
い。この発明は、自由飛行ミサイルにおける取り付け装
置の完全に自由な武器設計を認めることで、これらの問
題の全てを解決する。またこの発明は発射装置を標準外
に変更することなしに、若しくは、位置を変更すること
なしに、単に、アダプタのラグを変更するだけで、ミサ
イルの取り付けをすることを許す。
め、ミサイルシステムが故障した時でさえも分離は完全
で確実なものでなければならない。従って、ミサイルは
どんなことがあってもピッチ・アップせず、航空機に衝
突することのないピッチ・ダウン率をもって解放される
べきである。一方、ミサイルが低い高度で発射されるべ
き場合には、地上に衝突する前にこのピッチ・ダウン発
射から元の位置に復帰させなければならない。これは積
極的な制御あるいはかなりの自然空力安定限界（natura
l aerodynamic stabillity margin ）のいずれかが必要
とされる。兵器の発射している間の積極的な制御は好ま
しくなく、それは現代兵器におけるほとんど全ての補助
システムおよびソフトウエアーが高い信頼性とコストペ
ナルティーを持った安全臨界項目となることを意味する
からである。高い自然空力安定限界のため、ミサイルは
その自由飛行面で低操縦型となる。それはまた、航空機
と地表平面よりしばしば妨げられる大きな尾翼を必要と
する。前記地表平面の問題の１つの解決法としては、展
開可能尾翼があるが、その尾翼は発射した後すぐに効果
が有ることが要求されるので、極めて短い展開時間が要
求される。さらにその尾翼は通常飛行制御にも使用さ
れ、その結果極めて複雑な高速で作動するメカニズムが
要求される。このような課題がこの発明では自由飛行制
御および発射安定化用の別個の尾翼を設け、そして発射
安定化用尾翼を航空機から安定に離れた後切り離すこと
によって解決される。従って、安定尾翼の設計は敏速に
展開するように最適化され得る。公知の発射台の操縦能
力は大きなミサイルでは空輸負荷を負わせ、通常この負
荷は自由飛行中にミサイルの受ける負荷に勝る。その結
果、空輸状態に対する構造上質量の良いプロポーション
が唯一要求され、そのプロポーションは自由飛行中のミ
サイルにとっては好ましくない重量ペナルティーとな
る。この発明はその目的が達成された後、特別の構造体
を切り離すことができる。もし、特別な発射装置を航空
機に搭載できなければ、兵器は通常の爆弾ラグを介して
取り付けなければならないが、これはすでに記載したい
くつかの欠点を含む多くの欠点が伴う。標準ラグの間隔
は固定されており、ミサイルの構造レイアウトに適合で
きない。これらのラグに対して許容できるミサイルの重
心にはある程度の誤差があるが、十分に改善されていな
い。この発明は、自由飛行ミサイルにおける取り付け装
置の完全に自由な武器設計を認めることで、これらの問
題の全てを解決する。またこの発明は発射装置を標準外
に変更することなしに、若しくは、位置を変更すること
なしに、単に、アダプタのラグを変更するだけで、ミサ
イルの取り付けをすることを許す。
【０００５】
【実施例】本発明の実施例を添付図面を参照して一例に
よって説明する。図１及び２では、発射装置２に一組の
取付用止め金３によってアダプタ１が装着されている。
この発射装置２は航空機（図示せず）の下側に取り付け
られている。アダプタ１には安定を目的とする尾翼４が
設けられている。前記アダプタ１は内部に展開可能なパ
ラシュート(deployable parachute)５及び投棄装置６が
積載されている。アダプタ１には、該アダプタ１に保持
された開放可能なストラップ８でミサイル７が連結され
ている。このミサイル７は制御を目的とする展開可能な
垂直安定板(deployable fin)９が設けられている。図２
ａ，２ｂ及び２ｃは航空機からのミサイル／アダプタ組
立体の発射、ミサイル／アダプタ組立体の安定及びアダ
プタ１からのミサイル７の分離を各々示している。図２
ａは、アダプタ１の尾翼４が素早く展開している間に、
アダプタ１に装着されたままのミサイル７がどのように
して落下姿勢を採るかを示している。その後、収納され
た垂直安定板９が展開し始める。図２ｂでは、尾翼４及
び遅延パラシュート５が完全に展開しており、従って、
ミサイル７自身の垂直安定板９がロック−アウト位置ま
で伸びる間に、ミサイル７の飛行は安定する。図２ｃで
は、アダプタ１とミサイル７とはパラシュート５に可能
な限り助けられる投棄装置６の作用で分離され、ミサイ
ル７は標的に向かって飛び続ける。
よって説明する。図１及び２では、発射装置２に一組の
取付用止め金３によってアダプタ１が装着されている。
この発射装置２は航空機（図示せず）の下側に取り付け
られている。アダプタ１には安定を目的とする尾翼４が
設けられている。前記アダプタ１は内部に展開可能なパ
ラシュート(deployable parachute)５及び投棄装置６が
積載されている。アダプタ１には、該アダプタ１に保持
された開放可能なストラップ８でミサイル７が連結され
ている。このミサイル７は制御を目的とする展開可能な
垂直安定板(deployable fin)９が設けられている。図２
ａ，２ｂ及び２ｃは航空機からのミサイル／アダプタ組
立体の発射、ミサイル／アダプタ組立体の安定及びアダ
プタ１からのミサイル７の分離を各々示している。図２
ａは、アダプタ１の尾翼４が素早く展開している間に、
アダプタ１に装着されたままのミサイル７がどのように
して落下姿勢を採るかを示している。その後、収納され
た垂直安定板９が展開し始める。図２ｂでは、尾翼４及
び遅延パラシュート５が完全に展開しており、従って、
ミサイル７自身の垂直安定板９がロック−アウト位置ま
で伸びる間に、ミサイル７の飛行は安定する。図２ｃで
は、アダプタ１とミサイル７とはパラシュート５に可能
な限り助けられる投棄装置６の作用で分離され、ミサイ
ル７は標的に向かって飛び続ける。
【０００６】図３の第２実施例において、アダプタ１０
は筒状容器の形状をしている。このアダプタ１０は、航
空機に保持された発射装置１１に解放可能に装着され、
第１実施例と同様、展開可能な尾翼１２と遅延パラシュ
ート１３と一体的になっている。ミサイル１４（若しく
はドローン ）はアダプタ１０の内部に保持されてい
る。アダプタ／ミサイル組立体が航空機から放たれた
後、アダプタ１０はパラシュート１３及びミサイル１４
の内部に設けられた投棄装置１５によってミサイル１４
から放棄される。第２実施例はこれに関する従来のもの
に、それを安定させるためにミサイル若しくは無電操縦
無人機を設ける利点を有する。代りに、各実施例は、発
射した後すぐに安定することを補助するために空力表面
（aerodynamic serface)及び／若しくはボンカー・ジェ
ット(bonker jet)若しくは推力装置(thrusters) を備え
てもよい。ピッチ・ダウン姿勢はアダプタの前端に面し
て設けられた、例えば固定若しくは展開可能な表面の設
備によって助長され得る。
は筒状容器の形状をしている。このアダプタ１０は、航
空機に保持された発射装置１１に解放可能に装着され、
第１実施例と同様、展開可能な尾翼１２と遅延パラシュ
ート１３と一体的になっている。ミサイル１４（若しく
はドローン ）はアダプタ１０の内部に保持されてい
る。アダプタ／ミサイル組立体が航空機から放たれた
後、アダプタ１０はパラシュート１３及びミサイル１４
の内部に設けられた投棄装置１５によってミサイル１４
から放棄される。第２実施例はこれに関する従来のもの
に、それを安定させるためにミサイル若しくは無電操縦
無人機を設ける利点を有する。代りに、各実施例は、発
射した後すぐに安定することを補助するために空力表面
（aerodynamic serface)及び／若しくはボンカー・ジェ
ット(bonker jet)若しくは推力装置(thrusters) を備え
てもよい。ピッチ・ダウン姿勢はアダプタの前端に面し
て設けられた、例えば固定若しくは展開可能な表面の設
備によって助長され得る。
【図１】本発明に関する航空機からミサイルを発射する
ための装置を示した概略図である。
ための装置を示した概略図である。
【図２】(a),(b),(C) は、本発明に関するミサイル／ア
ダプタ装置の発射、安定及び放棄の３過程を示す概略図
である。
ダプタ装置の発射、安定及び放棄の３過程を示す概略図
である。
【図３】本発明に関する他の型式の発射装置から展開さ
れるミサイルの概略図である。
れるミサイルの概略図である。
１ アダプタ ２ 発射装置 ３ 取付用止め金 ４ 安定化用の尾翼 ５ 展開可能なパラシュート ６ 投棄装置 ７ ミサイル ８ ストラップ ９ 展開可能な垂直安定板 １０ アダプタ １１ 発射装置 １２ 展開可能な尾翼 １３ 遅延パラシュート １４ ミサイル １５ 投棄装置
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 グラーム・ピイ．ウオーリス イギリス国．エスジイ１・２デイエイ．ハ ートフオードシヤー．ステイーブンエイ ヂ．シツクス・ヒルズ・ウエイ（番地その 他表示なし）．ブリテツシユ・エアロスペ ース・デフエンス・リミテツド内
Claims (5)
- 【請求項１】 航空機に設けられた発射装置(2) 及び飛
行体(7) に解放自在に装着するためのアダプタ(1) を有
し、このアダプタ(1) が飛行中に航空機からアダプタ
(1) を解放した後、アダプタ(1) から飛行体(7) を解放
する装置(6) を備えていることを特徴とする飛行体発射
装置。 - 【請求項２】 アダプタ(1) に展開可能な飛行安定化装
置(4) を設けたことを特徴とする請求項１に記載の飛行
体発射装置。 - 【請求項３】 アダプタ(1) に飛行遅延装置(5) を設け
たことを特徴とする請求項１又は請求項２のいずれか一
項に記載の飛行体発射装置。 - 【請求項４】 飛行体(7) を取り付けるための解放可能
なストラップ(8) を備えていることを特徴とする請求項
１から請求項３のいずれか一項に記載の飛行体発射装
置。 - 【請求項５】 中空容器(10)の形状をしていることを特
徴としている請求項１から請求項３のいずれか一項に記
載の飛行体発射装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9206756:0 | 1992-03-27 | ||
| GB929206756A GB9206756D0 (en) | 1992-03-27 | 1992-03-27 | Air-vehicle launcher apparatus |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0618193A true JPH0618193A (ja) | 1994-01-25 |
Family
ID=10712995
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5070308A Ceased JPH0618193A (ja) | 1992-03-27 | 1993-03-29 | 飛行体発射装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5363737A (ja) |
| EP (1) | EP0562831B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0618193A (ja) |
| BR (1) | BR9301335A (ja) |
| DE (1) | DE69300212T2 (ja) |
| GB (1) | GB9206756D0 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007113826A (ja) * | 2005-10-19 | 2007-05-10 | Daicel Chem Ind Ltd | 接続及び分離装置 |
Families Citing this family (14)
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| US5907118A (en) * | 1997-10-28 | 1999-05-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stores ejection system |
| US6227096B1 (en) | 1999-06-22 | 2001-05-08 | The Boeing Company | Universal warhead adapter, and missile and method incorporating same |
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| US6338457B1 (en) | 2000-12-12 | 2002-01-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Precision parachute recovery system |
| GB0100277D0 (en) | 2001-01-05 | 2001-02-14 | Flight Refueling Ltd | Release suspension for an airborne store |
| FR2826109B1 (fr) * | 2001-06-15 | 2004-02-27 | Sagem | Procede de separation d'une arme aeroportee propulsee par rapport a un porteur |
| US7252270B2 (en) * | 2003-08-05 | 2007-08-07 | Israel Aircraft Industries, Ltd. | System and method for launching a missile from a flying aircraft |
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