JPH09166399A - 非円筒形の推進部分を有するミサイル - Google Patents

非円筒形の推進部分を有するミサイル

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JPH09166399A
JPH09166399A JP8215803A JP21580396A JPH09166399A JP H09166399 A JPH09166399 A JP H09166399A JP 8215803 A JP8215803 A JP 8215803A JP 21580396 A JP21580396 A JP 21580396A JP H09166399 A JPH09166399 A JP H09166399A
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ティム・エス・コンネル
Richard J Snyder
リチャード・ジェイ・スナイダー
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    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、外形的な制約を満たしながら性能
の改善されたミサイルを提供することを目的とする。 【解決手段】 鼻部24、尾部26、および縦方向の軸を有
する細長い胴体22と、胴体22の一部分22b の中に配置さ
れており、少なくともその一部分が縦方向の軸に対して
垂直な断面において非円形の断面を有している推進シス
テム34と、胴体22の飛行方向を誘導し制御する制御翼32
とを具備していることを特徴とする。推進システム34が
配置されている胴体部分22b も非円形の断面にされるこ
とが好ましい。非円形の断面はほぼ楕円形であり、その
楕円の主軸と支軸の寸法の比率は、１．０より大きく約
１．５：１以下にされる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、誘導ミサイル、特
に円筒形でない胴体および／または推進システムを有す
るミサイルに関する。
【０００２】
【従来の技術】誘導ミサイルは、普通胴体の尾部に配置
されている推進システムを有する胴体または本体を含ん
でいる。推進システムは、固体推進剤モータまたは液体
推進剤エンジンの何れかであるが、論理的に考えて固体
推進剤モータが最も頻繁に使用されている。ミサイルは
誘導および制御システムを具備しており、それは普通ミ
サイルの進行方向を誘導するための可動制御表面を駆動
する誘導制御装置を含んでいる。
【０００３】ミサイルの性能を、その速度、距離、およ
び操縦性を増加することによって向上することが望まれ
ている。例えば、広範な種々の動作状態において操縦可
能にするために、燃料が十分に安定していなければらな
いという制約のもとで、高エネルギ燃料が使用される。
ミサイルの空気力学的設計は、ミサイルを減速する空気
抵抗を最小にするために最も効果的にされている。ミサ
イルの直径および長さは、一層多くの燃料を保持するた
めに増大することができる。しかしながら、ミサイルの
外側の形状および寸法は制限されている。ミサイルは、
空中発射されるミサイルの場合ににおける航空機の兵器
棚(ordnance rack) のような必要な発射台と両立可能で
なければならない。ミサイルの寸法が大きくなるほど、
その空気力学的抵抗も大きくなる。さらにミサイルの設
計変更によって、要求される操縦性と妥協してはならな
い。したがって、ミサイルの形状を恣意的に変更するこ
とはできない。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】外形的な設計上の制約
を満たしつつ、性能の改善されたミサイルが要求されて
いる。本発明は、この要求を満たし、さらに関連する長
所を提供する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、著しく高い操
縦性ミサイルを提供し、およびそのようなミサイルの性
能を増加するための方法を提供する。本発明のミサイル
は、従来のミサイルと比較して操縦性において不利な効
果をほとんど伴わずに向上した性能を達成する。ミサイ
ルは、外側の物理的制約と完全に両立可能である。改良
されたミサイルは、既知の製造技術を使用して製造する
ことができる。
【０００６】本発明の１実施形態によると、ミサイル
は、鼻部と、尾部と、縦方向の軸とを有する細長い胴
体、および細長い胴体の一部分中に配置された推進シス
テムを具備している。推進システムの少なくとも一部分
は、縦方向の軸に対して垂直な断面で非円形の断面を有
している。ミサイルはさらに、胴体の飛行方向を誘導し
制御するための手段を含んでいる。
【０００７】別の実施形態において、ミサイルは鼻部
と、尾部と、縦方向の軸とを有する細長い胴体を具備し
ている。尾部に隣接している胴体の長さの少なくとも一
部分は、縦方向の軸に対して垂直な断面で非円形の断面
を有している。非円形の断面の部分は、胴体の主軸およ
び胴体の支軸を有し、胴体の断面における主軸対支軸の
寸法比は、１．０：１乃至約１．５：１である。加えて
胴体の非円形の断面の部分の中に配置されている推進シ
ステム、および胴体の飛行方向を誘導し制御するための
手段が設けられている。
【０００８】本発明は、空対空および地対空迎撃ミサイ
ルのような高速度で高操縦性のミサイルに対して使用さ
れることが好ましい。迎撃ミサイルは、その飛行方向を
迅速に任意の方向に変更できなければならない。したが
ってそのような迎撃ミサイルは、その操縦性に対する要
求において、長い動作距離を達成するが操縦性は二次的
に考慮されて設計された巡航ミサイルのような主として
静止標的に対して使用されるミサイルとは異なってい
る。
【０００９】従来の型式において、そのような迎撃ミサ
イルの胴体は、縦方向の軸に対して垂直の断面が円形断
面であるように、縦方向の軸に対して実質的に対称の円
筒形である。アクセスドアのような外側方向に突出して
いる器具およびそれに類似するもののために完全な円筒
形対称からわずかにずれている部分があるかも知れない
が、その目的は可能な限りほぼ円筒形対称の従来の迎撃
ミサイルの胴体を製造することである。円筒形対称は、
要求される内部容積に対して最小表面を与え、その結果
最小の表面の空気抵抗を与える。円筒形対称は、ミサイ
ルの任意の方向における高い操縦性および誘導および制
御における簡単さもつながる。
【００１０】本発明は、その長さの少なくとも一部分に
おいて、胴体の非円筒形の断面形状および／または推進
システムの非円筒形の断面形状を使用することによって
従来の方法と異なる。胴体の断面形状は、ほぼ楕円形で
あることが望ましいが、ほぼ楕円形であることも、ある
いは対称であることも必要なく、その断面の主軸対支軸
のアスペクト比は、単に１：１乃至約１．５：１、最も
好ましくは約７．７：７．０乃至８．０：７．０（すな
わち約１．１０：１乃至約１．１５：１）を有する。そ
のような非円筒形の胴体は、その増加された容積、およ
びその結果得られた円筒形容積よりも多くの燃料を搬送
する能力において実質的な性能的向上を達成するが、そ
の表面の空気抵抗は円筒形ミサイルよりも僅かに大き
い。表面の空気抵抗の増加、および操縦性における影響
は、断面の変化を構造に融合し、さらにその他の理由の
ため存在しなければならない空気抵抗を生じる構造の後
方に“隠す”ことによって最小にされる。非円筒形のミ
サイルはさらに、外形の物理的制約および飛行目的の制
約と両立可能である。既存の誘導および制御システム
は、ミサイルの飛行路を制御するために動作可能であ
る。
【００１１】本発明の１つの望ましい特徴は、それが既
存のミサイルの性能の向上に応用できることである。ミ
サイルシステムの開発および構成における一般的な方針
は、要求される性能上の特徴を基本的なミサイルを導入
することである。動作システムは、基本的なミサイルに
対して開発される。したがって、例えばミサイルシステ
ムを採用して、クルーはミサイルを操作し使用するため
に訓練され、ミサイルを最良に使用するための戦術が考
え出され、貯蔵、試験、故障の修理について検討が行わ
れる。したがって、ミサイルシステムの採用には、各ミ
サイルの購入に加えて関連する大きな出費を伴う。後
で、ミサイルに改良が加えられるかも知れない。そのよ
うな改良は、存在する発射装置との妥協のようなミサイ
ルにおける物理的な制約、および既存の動作システムを
最大に使用するような経済的な制約の中で行われなけれ
ばならない。非円筒形のミサイルの胴体を使用するこの
方法は、種々の製造形態においてＡＭＲＡＡＭ（最新式
中距離空対空ミサイル）のような既存のミサイルシステ
ムを向上するために使用するのに適していることが確認
された。
【００１２】本発明の態様によると、予め決められた直
径を有する円筒形に対称の胴体と、円筒形に対称の胴体
内に装着されるベースライン推進システムとを有するミ
サイルの性能を向上するための方法が提供される。この
方法は、円筒形対称の胴体を、鼻部と尾部と縦方向の軸
とを有する非円筒形の細長い胴体と置換するステップを
含んでいる。尾部に隣接している胴体の長さの少なくと
も一部分は、縦方向の軸に対して垂直な断面でほぼ楕円
形の断面を有している。ほぼ楕円形の断面を有している
推進システムは、ほぼ楕円形の断面を有し、尾部に隣接
している非円筒形の胴体の一部分の中に装着されてい
る。胴体の飛行方向を誘導し制御するための手段が設け
られている。
【００１３】したがって本発明は、ミサイル技術に重要
な進歩をもたらす。ミサイルの性能は、燃料の種類を変
更せずに、その量、すなわち燃料を含むことのできる容
積のみを増加することによって改良される。容積を増加
することによって空気抵抗が僅かに増加されるが、この
増加された空気抵抗は利用可能な増加された量の燃料に
比較して小さく、さらに燃料に余裕が生じる。本発明の
方法は、新しいミサイルの設計および既存のミサイルの
向上の両方に使用することができる。本発明のその他の
特徴および利点は、本発明の原理を添付の図面に関連し
て例示的に説明した好ましい以下の実施形態の一層詳細
な説明から明白になるであろう。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１および２は、鼻部24、尾部2
6、および縦方向の軸28を備えた胴体22を有するミサイ
ル20を示している。４つの固定された小型の翼30は、胴
体22から外側方向に延在しており、胴体の周囲に互いに
均等に９０°の間隔で設けられている。固定された小型
の翼30は、鼻部24と尾部26との間のほぼ等距離の胴体の
ほぼ中央に配置されている。４つの可動制御表面（翼）
32は、胴体22から外側方向に延在しており、胴体の周囲
に互いに均等に９０°の間隔で設けられている。可動制
御表面32は、胴体22の尾部26に隣接して配置されてい
る。
【００１５】図３は、胴体22内の内側の特徴を全体的に
明確に示す断面図である。ミサイル20は、胴体22の後方
端部の尾部26から前方に延在している推進システム34を
含んでいる。推進システム34は、固体推進剤モータまた
は液体推進剤エンジンの何れかであるが、固体推進剤モ
ータであることが好ましい。弾頭36は推進システム34の
前方に配置されている。誘導制御装置38は、ミサイル20
の鼻部24の直ぐ後方に配置されており、鼻部24中にセン
サが設けられてもよい。アクチュエータ40は、各可動制
御表面32と構造的に結合されている。アクチュエータ40
は誘導制御装置38の命令によって動作し、エンジンによ
る飛行中に胴体の誘導を達成する。胴体22から上方に突
出している１組以上のフック42が具備されていてもよ
い。フック42の組は、航空機の発射レール（図示されて
いない）またはその他の発射装置で受けられ、発射前に
航空機上にミサイル20を支持する。
【００１６】図４および５は、胴体の長さに沿う２つの
位置における胴体22の好ましい断面形状を示している。
図４に示されているように、鼻部に近い図３の線４−４
で示された一方の位置において、胴体22ａの長さの一部
分は実質的に円形の断面であるので、胴体22ａの長さの
一部分は円筒形である。図５に示されているように、図
３の線５−５で示された第２の位置において、胴体の長
さの一部分22ｂは非円形の断面を有しているので、胴体
の長さの一部分22ｂは円筒形ではない。胴体の一部分22
ａは、誘導制御装置38および弾頭36を含んでいることが
好ましい。胴体の一部分22ｂは、推進システム34を含ん
でいることが好ましい。推進システム34も非円形の断面
であるので、その長さの少なくとも一部分は円筒形では
ない。部分22ａおよび22ｂはミサイルの胴体の異なる領
域に延在している。その他の実施形態において、非円筒
形の部分22ｂは、実質的に胴体22の全長に延在していて
もよいが、それは上記のものよりは好ましくない。
【００１７】胴体の非円形の部分22ｂは、“ほぼ楕円
形”の断面を有していることが好ましい。ここで使用さ
れている“ほぼ楕円形”という言葉は、交差する２つの
線に対称で全体的に湾曲した周囲を有し、主軸（長い
方）Ｄ1 と支軸（短い方）Ｄ2 を有する非円形の平面の
形状に対して使用される。“ほぼ楕円形”という言葉
は、数学的に厳密な楕円形の形状を含むが、さらにその
形状は数学的に厳密に楕円形でないが、近似的にまたは
実質的にそのような形状であるものも含む。図５は、好
ましいほぼ楕円形の胴体部分22ｂ（Ｄf1およびＤfs）お
よび推進システム34（Ｄm1とＤms）に対する長い軸と短
い軸を示している。
【００１８】胴体の一部分22ｂにおいてほぼ楕円形の断
面形状を使用することによって、推進システム34もほぼ
楕円形の断面にすることが可能になり、推進システムは
そのような断面形状であることが好ましい。ほぼ楕円形
の断面形状の推進システムは、直径が楕円形の断面形状
を有する推進システムの支軸と同じであるほぼ円形対称
の推進システムよりも一層大きい容積の推進剤を含むこ
とができる。しかしながら、ほぼ楕円形の断面形状の胴
体に関連する飛行中には一層大きい表面の空気抵抗が存
在し、円形対称でないことはミサイルの自動制御装置の
制御を複雑にする。非対称のフープが構造へ応力を誘導
するために、Ｄf1：Ｄfsの比が大きくなるにしたがっ
て、胴体および推進システムを含む構造の重量が増加す
る。
【００１９】本発明者の研究によれば、主軸の長さ対支
軸の長さの比Ｄf1：Ｄfsの一定の範囲において、増加さ
れた推進剤の容積は、増加された空気抵抗を上迴る量が
あり、ミサイルの性能を向上する。円形対称でなくて
も、ミサイルシステムにおいて使用可能な既存のコンピ
ュータの制御技術によって、制御性および操縦性を補う
ことができる。
【００２０】したがって、胴体の主軸の長さ対支軸の長
さの比Ｄf1：Ｄfsは、１：１よりも大きいので、胴体部
分22ｂは円形ではなく、増加された推進剤の容積を保持
することができる。主軸の長さ対支軸の長さの比Ｄf1：
Ｄfsは、約１．５：１以下である。主軸の長さ対支軸の
長さの比Ｄf1：Ｄfsが、約１．５：１よりも大きいなら
ば、付加的なロケット推進剤を使用できるミサイルの付
加容積に比較して飛行中の胴体の表面摩擦空気抵抗の増
加は、高速飛行において比較的に大きくなり、高速度の
操縦応答におけるミサイルの制御性および操縦性は許容
不可能なほど劣化される。胴体および推進システムを含
む構造の重量は許容不可能なほど増加し、付加される燃
料量の有効な効果を打ち消してしまう。比Ｄf1：Ｄ
fsが、約１．５：１よりも相当に大きくなるならば、可
動制御表面の効率は、非円形の胴体の“シャドウ(shado
wing) ”効果のために、幾つかの型式の高角度の回転運
動中に減少される。したがって、低い操縦性のミサイル
において、高い比率によって生じる付加的な浮揚力がミ
サイルの距離に貢献するので、より高い比率でも動作可
能であるが、そのようなより高い比率は高い操縦性のミ
サイルに対しては有効ではない。
【００２１】最も好ましくは、主軸の長さ対支軸の長さ
の比Ｄf1：Ｄfsは、修正されたＡＭＲＡＡＭミサイルに
おいて約７．７：７．０乃至約８．０：７．０、すなわ
ち約１．１：１乃至１．１５：１の範囲である。
【００２２】図６乃至８は、図５ほど好ましくないが、
本発明の技術的範囲内の胴体部分22ｂのその他の実施形
態を示している。図６において、胴体22ｂは断面におい
てほぼ楕円形であり、一方推進システム34は円形であ
る。推進システム34の外側の壁と胴体22ｂの内側の壁と
の間の余分の空間は、推進システム用の燃料を保存する
ために使用することができる。この実施形態は、推進剤
が燃料貯蔵領域から燃焼チャンバへ送られる液体推進剤
エンジンである時に使用されることが好ましい。図７に
おいて、胴体部分22ｂは円形対称であり、推進システム
24は非円形である。図８において、胴体部分22ｂは非円
形であるが、ほぼ楕円形ではない。胴体の上方部分は、
発射構造に適合するように半円形であるが、下方部分は
幾分楕円形である。これらのおよびその他の非円筒形の
構造は、本発明の技術的範囲内に含まれる。
【００２３】好ましい方法に基くミサイルの製造におい
て、胴体の円筒形の前方部分22ａと胴体の非円筒形の後
方部分22ｂとの間に変化領域が必要である。変化領域
は、ミサイルに対する空気力学的抵抗を潜在的に付加す
るが、そのような空気抵抗による悪影響を最小にするよ
うな手段が考慮される。図９は、変化領域50、および変
化領域から生じる付加的な空気抵抗の影響を最小にする
ために使用される２つの技術を示している。変化領域
は、変化領域50における破線によって示されるような段
を構成するよりもむしろ、空気力学的に平滑な輪郭52に
よって移行される。第２に、変化領域50は、突出した構
造物54のような既存の空気流を破壊する構造物の後方に
密接に隣接して配置されることが好ましい。突出構造物
は空気抵抗および円筒形ミサイルにおいてでさえも存在
する乱流航跡を付加する。変化領域50を突出構造物の直
ぐ後方に配置して、突出構造物の後方の変化領域を“隠
す”ことによって、既に存在している空気抵抗に付加さ
れるミサイルの空気抵抗をゼロまたは最小にする。
【００２４】本発明者による研究によって、本発明の方
法を図５に示されているような胴体および推進システム
を有する好ましいミサイルへ適用することによって、重
要な性能の向上が達成されることが示された。修正され
たＡＭＲＡＡミサイルにおける約７．７：７．０乃至約
８．０：７．０の比Ｄf1：Ｄfsにおいて、性能は約１５
乃至２０％改善される。ミサイルの操縦性は、これらの
変形を受入れても既存の誘導および制御システムを使用
して維持される。
【００２５】胴体は、典型的に金属製または複合構造で
形成されている。胴体の円筒形および非円筒形の部分
と、これらの２つの部分の間の変化領域とは、これらの
構造材料を使用して従来の成形および／またはレイアッ
プ技術によって容易に製造される。
【００２６】性能を改善するための別の方法において、
弾頭36および／または誘導制御装置38に対して要求され
る長さを減少することによって、ミサイルの全体的な長
さを変更しないまま、推進システム34の長さが増加され
る。幾つかの場合において、ミサイルの胴体の全体的な
長さを僅かに増加することによって、推進システム34の
長さを増加することも可能である。
【００２７】したがって本発明は、ミサイル設計技術に
おいて重要な進歩をもたらす。本発明の特定の実施形態
が例示のために詳細に説明されたが、種々の変形および
改良は、本発明の技術的範囲を逸脱することなしに行わ
れることができる。したがって、本発明は添付の特許請
求の範囲によってのみ限定される。
【図面の簡単な説明】
【図１】ミサイルの側面図。
【図２】図１のミサイルの正面図。
【図３】図２の線３−３に沿ったミサイルの概略的な断
面図。
【図４】図３の鼻部付近のほぼ線４−４に沿ったミサイ
ルの概略的な拡大断面図。
【図５】図３の尾部付近のほぼ線５−５に沿ったミサイ
ルの概略的な拡大断面図。
【図６】図３の尾部付近のほぼ線５−５に沿ったミサイ
ルの概略的な別の拡大断面図。
【図７】図３の尾部付近のほぼ線５−５に沿ったミサイ
ルの概略的な別の拡大断面図。
【図８】図３の尾部付近のほぼ線５−５に沿ったミサイ
ルの別の概略的な拡大断面図。
【図９】図３と同じ方向から見た、胴体の円形断面と非
円形断面との間の変化領域におけるミサイルの詳細部の
概略的な断面図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ホーマー・エイチ・シュワルツ・ザ・セカ ンド アメリカ合衆国、アリゾナ州 85737、オ ロ・バレイ、ウエスト・デザート・ハイラ ンズ・ドライブ 1989 (72)発明者 ティム・エス・コンネル アメリカ合衆国、アリゾナ州 85750、タ クソン、イー・クラウド・ロード 8210 (72)発明者 リチャード・ジェイ・スナイダー アメリカ合衆国、アリゾナ州 85750、タ クソン、イースト・エドワード・ドライブ 7220 (72)発明者 ヨウン・エイチ・オー アメリカ合衆国、アリゾナ州 85737、オ ロ・バレイ、ノース・パルメット・デュー ネス・アベニュ 113430

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 鼻部、尾部、および縦方向の軸を有する
    細長い胴体と、 細長い胴体の一部分の中に配置されており、少なくとも
    その一部分が縦方向の軸に対して垂直な断面において非
    円形の断面を有している推進システムと、 胴体の飛行方向を誘導し制御する手段とを具備している
    ことを特徴とするミサイル。
  2. 【請求項２】 胴体の長さの少なくとも一部分が、縦方
    向の軸に対して垂直な断面において非円形の断面を有し
    ている請求項１記載のミサイル。
  3. 【請求項３】 推進システムの長さの少なくとも一部分
    が、縦方向の軸に対して垂直な断面においてほぼ楕円形
    の断面を有している請求項１記載のミサイル。
  4. 【請求項４】 推進システムの非円形の部分が、推進シ
    ステムの断面において主軸および支軸を有し、この主軸
    と支軸の寸法の比が、１．０よりは大きく約１．５：１
    以下である請求項１記載のミサイル。
  5. 【請求項５】 推進システムが、固体推進剤ロケットモ
    ータである請求項１記載のミサイル。
  6. 【請求項６】 推進システムの第１の部分が、円形断面
    であり、推進システムの第２の部分が非円形断面である
    請求項１記載のミサイル。
  7. 【請求項７】 鼻部、尾部、および縦方向の軸を有する
    細長い胴体と、 胴体の非円形断面の部分の中に配置される推進システム
    と、 胴体の飛行方向を誘導し制御するための手段とを具備
    し、 前記胴体の尾部に隣接した少なくとも一部分は縦方向の
    軸に対して垂直な断面において非円形の断面であり、そ
    の非円形断面の部分が胴体の断面において主軸および支
    軸を有し、主軸対支軸の寸法の比が１．０より大きく約
    １．５：１以下であることを特徴とするミサイル
  8. 【請求項８】 胴体の非円形断面の部分が、縦方向の軸
    に対して垂直な断面においてほぼ楕円形の断面を有して
    いる請求項７記載のミサイル。
  9. 【請求項９】 推進システムの長さの少なくとも一部分
    が、縦方向の軸に対して垂直な断面において非円形の断
    面を有している請求項７記載のミサイル。
  10. 【請求項１０】 推進システムが固体推進剤ロケットモ
    ータである請求項７記載のミサイル。
  11. 【請求項１１】 胴体の第１の部分が、円形断面であ
    り、胴体の第２の部分が非円形断面である請求項７記載
    のミサイル。
  12. 【請求項１２】 鼻部、尾部、および縦方向の軸を有し
    ている予め決められた直径の対称な円筒形の胴体と、こ
    の胴体内に装着されるベースライン推進システムとを有
    するミサイルの性能を向上させる方法において、 円筒形に対称の胴体を、尾部に隣接している胴体の長さ
    の少なくとも一部分が縦方向の軸に対して垂直な断面に
    おいて非円形の断面を有している細長い胴体と置換し、 非円形の断面を有し尾部に隣接している非円形の胴体の
    部分中に非円形の断面を有する推進システムを装着し、 胴体の飛行方向を誘導し制御する手段を設けるステップ
    を含んでいる方法。
  13. 【請求項１３】 前記置換するステップが、対称な円筒
    形の胴体の長さに比較して細長い胴体の長さを増加する
    ステップをさらに含んでいる請求項２記載の方法。
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