JPH09507567A - ミサイル発射及び方位システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 ミサイル発射システム、特にミサイル発射及び方位システムを開示する。本発明は、傾斜して発射されたミサイルを円形の防御用に操縦されたミサイルに変えることにより、ある角度の傾斜した発射の近代化されたミサイルに使用することができ、発射領域内の受動的な部分の排出を避けることができる。これを行うため、発射システムは発射手段と、駆動装置のある力学的操縦舵面と、少なくとも一つのガス発生器と該ガス発生器に接続されたノズルを含む方位手段を備えている。方位手段はミサイル本体の後方部に固く接続された環状体の中にある。環状体の外側の舵面は円錐形をしており、ガスパイプを構成する耐熱材で覆われており、その輪郭はミサイル巡航エンジンのノズルの輪郭と連続している。

Description

【発明の詳細な説明】 ミサイル発射及び方位システム 発明の属する技術分野 本発明はミサイル発射システム、特にミサイル発射及び方位（又は定位置）シ ステムに関する。本発明は小規模又は大規模な“地対空”、“空対空”又は“地 対地”タイプのミサイルに使用される。 従来の技術 あらゆるミサイル発射及び方位システムにはパワー供給及び制御電子手段、及 び前記電子手段の制御下における発射及び方位に必要な手段（機械的な打ち上げ 技術手段等）が含まれている。 ミサイル発射及び方位システムは発射手段、気体力学操縦舵面及びその駆動装 置、更にはガス発生器と該ガス発生器に接続されたノズルを基本的に備えた方位 手段を含んでいる米国特許第３２８６９５６号に記載されているものとして知ら れている。 このシステムでは、ホットガスは操縦舵面の回転軸を通りミサイル本体内に位 置しているガス発生器から、操縦舵面の後方に位置し該操縦舵面の翼板に平行に 配向している反動噴出口を形成しているノズルに向かって進む。世界中には全方 向の防御ができない（言い換えれば防御すべき対象物に対しあらゆる方向から突 然現れる標的を捕らえることができない ）ため近代化する必要のあるシステムが多数ある。理論的には、傾斜した発射支 持体を有しているミサイルは、前述の周知のシステムを取りつけることにより近 代化することができる。 しかし、これにはミサイルの設計に高価な多数の変更が必要であった。更に、 この検討された発射及び方位システムは標的に向かい方向を変える時ミサイルの 角速度を下げる操縦舵面の翼板に平行な反動噴出口のエネルギーをすべて使用し ていない。 発射手段、駆動手段を有した気体力学操縦舵面、更にガス発生器及び該ガス発 生器に接続されたノズルを含む方位手段を備えたミサイル発射及び方位システム （国際特許ＷＯ９４／１０５２７）が知られている。幾つかの実施態様において 、この周知のシステムにはガスダクトを通しノズルの組に接続されたガス発生器 が含まれている。各組は向かい合った方向の二つの同一のノズルから構成され、 その入口オリフィスはそれらの方向から来る出口オリフィスに隣接しており、更 にその入口オリフィスは共通なガスパイプから来る出口オリフィスに隣接してお り、直径は該パイプの出口オリフィスの直径と同一である。 この周知のシステムによりミサイルは操縦舵面の翼板に直角なノズルの組から 排出される反動ジェットのため標的に向かい素早く向けられる。 しかし前述の米国特許システムも同じであるが、該ＷＯ特許の方位手段は操縦 舵面と同様に塞がっており、気体力学特 性を低下することなくミサイルの設計を小さくすることは難しい。更に、ミサイ ルが所要の方向に曲がった後、方位システムの不活性部分を取り除くことができ ない。このシステムは前述のように傾斜した発射を有するミサイルを近代化する ためには使用することができた。 ＡＩＡＡ−９２−２７６３に掲載のＲｏｇｅｒ Ｐ．Ｂｅｒｒｙによる“新型 運動エネルギーミサイルの方位制御システムの開発”（ＡＤＫＥＭ）の論文に記 載の操縦システムには発射手段、駆動装置のある気体力学操縦舵面及びミサイル の後方部に取りつけられる方位手段が含まれており、ノズルに接続されたガス発 生器の上に形成されている。 この論文に記載のシステムはミサイルを大幅に変更することなく（前述の近代 化を行うため）傾斜した発射を有するミサイルに適用することができる。このシ ステムにより機能をすべて終えた後、方位手段の不活性部分を取り除くことがで きる。しかし、システムが複雑であり、高有毒液体燃料（ヒドラジン）のみ使用 するように設計された大規模な方位システムであり、このシステムを実現するこ とが難しい。 前記方位手段は、ミサイル巡航エンジンの上のノズルにより排出されたガスの 流れの上にあるため、該方位手段は標的に向かい曲がった後直に取り除く必要が ある。更にこの除去は、巡航エンジンの点火の後直に行う必要があり、言い換え れば前述の発射の傾斜により軍事行動が複雑となり防御すべき対象が危険になる 。 前述のミサイル発射及び方位システムのどれもが、例えば 森林の中の設置位置から垂直に発射する難しい条件下にある接近された標準を捕 まえることができる。これは、一番目にはこれらのシステムに対する発射手段の 形成法によっており、該方法では標的に向かい方位操縦を完全に行うのに必要な ４０ｍ程度の高さに速やかに到達することができない。 発明が解決しようとする課題 本発明により解決すべき問題は、発射領域から十分離れた方位手段の不活性部 分を取り除くことができる大規模又は小規模なミサイルに使用することができる 普遍的なミサイル発射及び方位システムを作ることである。該システムはできる 限り費用の掛からないことが必要であり、更に傾斜した発射を行う全てのミサイ ルに使用でき、それ故全ての方向に防御することができる必要がある。 課題を解決するための手段 本発明によるミサイル発射及び方位システムには、発射手段と、駆動装置のあ る気体力学操縦舵面と、ミサイルの後方部分に位置し少なくとも一つのガス発生 器及び該ガス発生器に接続されたパイプを含む方位手段を有しており、更に該シ ステムはミサイルの本体に固く接続された環状体を含み、方位手段が該環状体内 に位置し、該環状体の内側表面が切頭円錐形をしておりノズル断面を形成してい る断熱材で覆われており、該ノズル断面の輪郭がミサイル巡航エンジンノズルの 輪郭と連続していることを特徴としている。 環状体にはエネルギーバランスが最適であり、使用後に方位手段により現れる 不活性部分が発射領域外で決められた瞬間に完全に取り除くことができるように 飛行の間ミサイルにより排出される手段を有することができる。 一つの実施態様によれば、方位手段のノズルはノズル断面の縦方向中心線に直 角な同じ翼板内にある。これによりミサイルが定位置を取る時反動ジェットのエ ネルギーの使用を最適にすることができ、従って発射領域に近い標的を捕まえる ことができる。 垂直又は傾斜した発射の場合、発射手段は前後にカバーのある発射容器の形で 与えられており、該容器の内側は円筒形の形をしておりミサイルを入れるように されており、圧力発生器が後方カバー及び切頭円錐形をした横方向の舵面を有し た保護シャッターにより閉じられている容器の底にあり、横方向の蛇面の輪郭が 環状体ノズルの断面の舵面の少なくとも幾つかの部分と整合している。環状体の 後方部分は周囲にあるバルブを含んでおり、その外形は容器の内径に等しい。該 容器は、圧力発生器の出口オリフィスの上で環状体を取りつけるため使用される 脆性要素が取りつけられている支持体を含んでいる。これはミサイルが圧力発生 器を使用した発射容器から発射され、（例えば森林の中又は高い上部構造を有し た船のデッキなどの）難しい発射条件下で、標的が発射領域に近く突然現れる時 でも標的を捕まえることができることを意味している。 本発明の良好な実施態様によれば、保護シャッターは巡航 エンジンに面した凸型である。シャッターを形成するこの方法により、以下に記 載のように発射システム内での動作の信頼性と効率が最大になる。 発射容器は環状体の取り付け部分に排出オリフィスを備えることができ、該オ リフィスの大きさは環状体内のバルブの回りに形成されたクリアランスを通して ガスが流出するように選択されている。容器の前方のカバーは所定の圧力が容器 内で上昇した時破壊するように作られている。これらの特徴により、必要な時ミ サイルが発射される直前に最小のエネルギー消費で発射容器の前方のカバーの自 己排出が行われる。 本発明の一番目の実施態様では、ミサイル発射及び方位システムには環状体の 上に固定されたロッドが取りつけられている。ガス発生器も環状であり、環状体 内に形成されたガスパイプによりノズル定位置手段に接続されており、ノズルは 全て同じであり同じ翼板内に組になっている。各組のノズルは向かい合った方向 に位置し、環状体内の共通のガスパイプからノズル内にガス噴出を行う対応した ロッドの一方の端に機械的に接続されている。各ロッドの他の端は対応する操縦 舵面に接続され結合された回転が生ずる。従って、単独の駆動により気体力学操 縦舵面と定位置手段の回転制御が行われる。 本発明にはミサイル発射及び方位システムの一番目の実施態様に対し二つの他 の実施態様が含まれている。一番目の他の実施態様によれば、制御システムには それぞれの対応するガスパイプの出口の近くにある耐熱材で形成された環状のス リーブが取りつけられており、該スリーブは縦方向に動くことができる。各ロッ ドの中央部は回転軸を通し環状体に固定されている。ノズルの各組は切頭円錐形 の出口を有した曲がり管の形で形成されており、入口オリフィスは共通ガスパイ プの出口オリフィスと向かい合っており、耐熱材で作られた環状のスリーブの内 側直径と同じ直径である。各ロッドの一番目の端と環状体の接触面は熱的に絶縁 する必要がある。 本発明によるミサイル発射及び方位システムの該実施態様の二番目の他の実施 態様では、ノズルの各組は環状体内で切頭円錐形の端部を有したまっすぐな溝の 形で形成されており、環状体が放射状のオリフィスを含み、該オリフィスの中心 線が溝の中心線に直角で同じ翼板内にある一方の端で当該まっすぐな溝の中央を 通っており、他方の端が当該共通ガスパイプの出口ノズルに直角で異なる翼板の 中にあり、最後にこれらのオリフィスの中心線が一番目の二つの翼板の交線の上 にあり、各ロッドが放射状のオリフィス内で回転するように置かれた耐熱複合材 で覆われ、更に断熱層で覆われたピンにより端部の一方で環状体の上に固定され ており、各ピンの上の複合材の覆いが排出オリフィスを含み組になったノズルの 間でガス噴出を行う。 ミサイル発射及び方位システムの一番目の実施態様のこれらの二つの他の実施 態様は小型で同等な技術を有しており、気体力学操縦蛇面の駆動装置により定位 置装置に高度な動作上の信頼性を有することを特徴としている。 本発明によるミサイル発射及び方位操縦システムの二番目 の実施態様では、方位手段は環状体内で均一な間隔で並べられており、各ジェッ トエンジンのノズルは環状体内でガスパイプの縦方向の中心線に直角に向いてお り、それぞれの並びは同じタイプで同じ大きさのジェットエンジンで形成されて いる。 この実施態様は環状体内に方位手段を設置する容易性を特徴としており、気体 力学の操縦舵面及び方位手段、更にピッチの制御及び方向を独立に決定できる。 ミサイル発射及び方位システムの二番目の実施態様では、パワーの一番少ない 少なくともジェットエンジンが横に並び、該エンジンの出口ノズルの切頭円錐形 の端の中心線が環状体に正接に向けられている。これによりミサイルの回転が制 御される。 本発明は、添付図面により説明される非制限的な例を参考にして幾つかの実施 形態の詳細な説明を読むことにより、より良く理解できるだろう。なお、図中、 図１は、本発明の一番目の実施態様の一番目の他の実施態様を示すミサイル発 射及び方位システムの部分断面を有する側面図である。 図２は、図１の断面II−IIから見た方位装置のノズルにおける操縦システムの 横断面図である。 図３は、図２の部分断面IIIの拡大図である。 図４は、本発明の二番目の実施態様の二番目の他の実施態様を示す操縦システ ムの部分断面を有する側面図である。 図５は、図４の部分Ｖの拡大図である。 図６は、図４のVI−VIに添い方位装置のノズルの水平軸における操縦システム の環状体の横断面図である。 図７は、図６のVII−VIIに示すノズルの部分の操縦システムの縦断面図の拡大 図である。 図８は、本発明の二番目の実施態様を示す操縦システムの部分断面図を有した 側面図である。 発明の実施の形態 本発明は以下にミサイルが地上の発射領域又は船から垂直に発射される場合を 記載するが、該ミサイルはフライングキャリアから（水平に）発射することがで き、及び／又は該ミサイルは装甲する必要がなく例えば無人にすることができる ことは明らかである。 ミサイル１の発射及び方位システム（図１）には、通常はミサイルの内側に置 かれる（図示していない）駆動手段を有した気体力学操縦舵面２と、環状体３と 、（図１に図示していない）発射手段を含んでいる。環状体３にはガス発生器４ とミサイル１の環状体３の外部舵面の上で開くノズル５を含んだ方位手段を含ん でいる。ノズル６がある巡航エンジンはミサイル１の本体内にあり、環状体３と 軸が同じである。環状体３の内部舵面は円錐形であり、例えば炭素を含む複合断 熱材で覆われている。該舵面はノズル７の断面を形成しており、その輪郭は（図 ４に図示するように）ミサイル巡航エンジン６のノズル６の輪郭と連続している 。 環状体３はミサイル１が飛行中に排出されるように設計さ れており、爆発ボルト８及びパイロプッシュロッド９を使用してミサイル１の本 体の上に固定されている（図４）。 発射手段には発射容器１０と、圧力発生器１１と、保護シャッタ１２が含まれ ている（図４）。発射容器１０には前後にカバーが取り付けられている。内側は 円筒形をしており、その大きさはミサイル１が引っ込められた操縦舵面２と一緒 に入る大きさである（前方のカバーのある容器の上側部分は図示していない）。 圧力発生器１１は、発射容器１０の底にあり取りはずしができる後方のカバー１ ３の近くにある。環状体３を取り付けるため使用される支持体１４は、容器１０ の底にあり発生器１１の上でミサイル１に取り付けられている。環状体３は例え ば爆発ボルトである爆発成分により支持体１４に取り付けられている。環状体３ が容器１０内のキャビティの内側の円筒形のガイダンス舵面に沿ってスライドで きるように、環状体の後方部分３ａは周辺バルブ１５を含み、その外形は容器１ ０の内径に等しい。環状体３のノズル７の断面内で（プラグのように）気密性を 有する保護シャッター１２は凸型をしており、円錐形の横の舵面を有し、その輪 郭はシャッターが接触しているノズル７の断面の内側舵面の輪郭と同じである。 シャッター１２の凸部分は最小の直径だけ余分に置かれている（言い換えればミ サイル巡航エンジンに面している）。シャッターは金属であり、又は例えば黒鉛 添加物を有したエポキシ樹脂である複合断熱材で作られている。 発射容器１０にはバルブ１５に面した環状体３の取り付け 領域内にガス排出オリフィス１６を含んでいる（図５）。排出オリフィス１６の 大きさは排出オリフィス１６を通るジェットの流れを考慮して選択されている。 容器１０の前方のカバーは容器内に生ずる所定の圧力で破壊される必要がある。 これは例えば、厚さが厳密に管理された発砲ポリウレタンである脆性ポリマで作 ることができ、このカバーは容器１０の上で密閉して固定されている。 次に、このミサイル発射及び方位システムの二つの実施態様について記載する 。それぞれの実施態様には環状体３に対するそれ自体の設計と方位装置に対する それ自体の動作手順がある。一番目の場合、方位手段のノズル５は環状体３のガ スパイプ７の縦方向の中心線に直角な同じ翼板内にあるが（図１、４、６及び７ を参照）、二番目の実施態様の場合、該ノズル５は幾つかの翼板内にある（図８ 参照）。しかし両方の場合、以下に記載することにより、ミサイル１の定位置は ピッチ、方向及び回転が制御されている。 該システムの一番目の実施態様も二つの他の実施態様を含んでいる。一番目の 他の実施態様は図１、２及び３に示し、二番目の実施態様は図４、６及び７に示 している。一番目の実施態様の二つの他の実施態様には環状体３の中に置かれた （例えば固体燃料である）環状ガス発生器４が含まれており、その中にはガス発 生器４をノズル５に接続するガス供給パイプ１７がある（図１及び４を参照）。 ノズル５は同一で組になっており、その中心線は同じ翼板内にあり各組にはそれ 自体のガス入口１７がある（図２及び６を参照）。 各組のノズル５は互いに向かい合った方向にあり、当該ロッド１８に一方の端 が接続されている。ロッド１８の数は操縦舵面２の数に等しく４である。各ロッ ド１８は環状体３に接続されており、その二番目の端は操縦舵面２の後方の端を 囲むロッド１８に蝶番で固定された“Ｖ”型フォーク１９を通り操縦舵面２に接 続されており（図１と４を参照）バネ（図に示していない）により操縦舵面の方 向に押される。このバネにより（フォーク１９−操縦舵面２の）組の相互作用が 制御される。このように、以下の記載から判るように、これはロッド１８が操縦 舵面２と結合して回転するようにされていることを意味しており、ノズル５の各 組に対し、各ガス導管１７から連続的に排出するガスの流れを所要の通り分配す ることができる。 本発明によるシステムの一番目の実施態様の一番目の他の実施態様として、各 ロッド１８の中央部分が回転軸２０を通して環状体に固定されており（図１参照 ）、各ロッド１８は一番目の先端で環状体３と接触しており、向かい合った方向 にある同軸の切頭円錐形の端部で終る曲がった溝の形で形成されたノズル５の組 を有している（図３を参照）。これらの曲がったパイプに対する入口オリフィス は共通なガスパイプ１７から出口オリフィスまで隣接して開いている。これらの オリフィスの領域では、環状体とそれに接触しているロッド１８の端は黒鉛添加 物を有した複合材で作られた熱的な絶縁小板２１及び２２により保護されており 、該小板２１及び２２は“ロッド１８−角度体３”の組内でオリフィスを通るホ ットガスの影響のもとで接触舵面のエロージョンを防ぐのに必要である。小板２ １及び２２は同じ複合材から作られる断熱スリーブ２３と組み合わせてこの保護 機能を果たしている。各スリーブ２３は対応したノズル部７内に挿入されており 、縦方向に自由に動き、言い換えればスリーブ２３の外径はガスパイプ１７の直 径にほぼ等しい。パイプ２３の内径は曲げパイプ５を有したノズル内の受けオリ フィスの直径に等しくする必要がある。他方、以下の記載から判るように、該サ ブアッセンブリの動作原理は十分には行われない。 本発明によるシステムの一番目の実施態様の二番目の他の実施態様には、図６ 及び７から判るように向かい合った方向にある切頭円錐形の端部を有したまっす ぐな溝の形で環状体３の中に直接あるノズルの組５の中に入るガスを制御する回 転ディストリビュータが含まれている。該回転ディストリビュータは次のように 作られている：放射状のオリフィス２４は（図７）、最初ノズル５の当該のまっ すぐな溝の中心を通る中心線で環状体３の中に溝が掘られ、このまっすぐな溝の 中心線に直角で同じ翼板内にあり、二番目に当該ガスパイプ１７の中心線に直角 であり二番目の翼板内に置かれている。更に、これらの軸は一番目と二番目の翼 板の交点にある。例えば、ボルト２６（図６を参照）によりロッド１８の一番目 の端（図４を参照）に固く接続されたそれぞれの放射状のオリフィス２４内に回 転ピン２５がある。各ピン２５及び環状体３内の放射状のオリフィス２４の接触 舵面は前述のように複合材で作られた断熱層２７、２８で覆われている。 断熱層２７及び２８の機能面での役割は、一番目の実施態様の一番目の他の実施 態様の小板２１及び２２の役割と同じ、即ち動く部品の組の接触舵面の劣化を防 ぐことである。溝２７ａはピン２５に加えられた複合材の層２７の周囲の部分の 上に形成され、該溝の大きさにより各組のノズル５の間のガスノズル１７からガ スの噴出が制御されている。溝２７の大きさはピン２５が極端な位置から回転す る時緩やかな変化を生ずるように選択されており、これによりガスはノズル５の 一つのみを通り共通の溝１７からガスが各組の二つのノズル５の間に等しく配ら れる位置まで進む。明らかに、各組の両方のノズル５に対し同時にガスの流れを 遮断することはできない。層２７の中に形成された溝２７ａの深さはパイプ２５ を保護するのに必要な断熱層の最小の厚さにより決定される。 図８に示す本発明によるシステムの二番目の実施態様により方位手段として次 の標準的な成分を使用することができる：周知の方法で作られた固体燃料で動作 する衝撃ジェットエンジン。これらのジェットエンジンの多くは（例えば数１０ 倍のエンジン）は高さ方向に並べられた均一の横方向２９−３２の環状体３の周 囲にある。各衝撃エンジン２９ｋ−３２ｋは環状体３の中に形成されたくぼみの 中に固定されており、そのノズルはノズル７の断面の縦方向の軸に直角に向いて いる。各横の並び２９−３２は同一の衝撃エンジンから、言い換えれば対象とす る横の中では同じ大きさで同じタイプのエンジンから作られている。異なる並び のエンジンの大き さとタイプは異なっているか、又は同じ場合もある。以下に記載するように、こ のような標準の衝撃エンジンを使用することによりミサイルはピッチ及び方向（ ヨーイング）が制御される。 ミサイル１の回転を制御するため、小さな変更を標準の衝撃エンジンのノズル に行うことができる。これらのノズルの出口における切頭円錐形の端部は中心線 が環状体３に正接するように置かれている。端部を定位置に向けることは少なく とも衝撃エンジンの場合パワーが最小のエンジンの並び、例えば並び２９内に作 る必要がある。明らかに、この場合、並び２９の衝撃エンジンの半分は同じ方向 に向けた端部を有する必要があるが（例えば、ノズル７の断面の中心線の回りに 時計方向に）、他方他の半分は他の方向（反時計方向）に向ける必要がある。し かし、一つの並びにある全ての端部を時計方向に向け（例えば並び２９）他の並 び（例えば並び３０）にある全ての衝撃エンジンを反時計回りに回転させても同 じ結果が得られる。後者の場合、並び２９と３０は同じタイプの衝撃エンジンで 構成する必要がある。ミサイルの回転を制御するためパワーが最小の衝撃エンジ ンを使用することが好ましい。ミサイル１の回転を制御することはピッチ及び方 向を制御する時必要な同じ大きさの反動力を必要としない。 ミサイル発射及び定位置システムは次のように動作する。 図１（図２及び図３も参照）、又は図４（図６及び図７も参照）、又は図８の いずれかにより作られる環状体３を有した例えば“地対空”タイプのミサイル１ は後方のカバーが取 り除かれている垂直発射容器１０内に置かれている（図４及び８を参照）。ミサ イル１は次に輸送段階に置かれる（言い換えれば操縦舵面が取り除かれる）が、 保護シャッター１２は環状体３のノズル７の断面に気密性を有して置かれている 。環状体３は爆発ボルトにより支持体１４に接続されており、該爆発ボルトの後 ろでは圧力発生器１１が容器１０内に置かれ、後部のカバー１３が前方で閉じ、 容器１０が前方のカバーと密閉されている。本発明によるシステムが取り付けら れ動作状態となる。 圧力発生チャージ１１の燃焼により形成されるガスは環状体３の後部の端で動 作する容器１０の底に過大な圧力を生ずる。従って、シャッター１２は巡航エン ジンが自然に点火する危険を避ける発生器１１から出るホットガスからミサイル 巡航エンジンを保護するノズル７の断面内に更に押しつけられる。ガスの幾らか はオリフィス１６を通し（図５を参照）容器１０の上側の気密キャビティに排出 される。容器１０の前方のカバーの下の圧力が臨界レベルに達すると、前方のカ バーが破壊され破壊の残りが外に排出される。容器の底の閉じた領域内の圧力が 所要の値に達すると、支持体１４にミサイルを保持するボルトは破壊し、ミサイ ルのバルブ１５はオリフィス１６に近い容器１０の円筒形の案内舵面の内側に沿 ってスライドし、更にミサイルは上方に発射し、難しい発射条件下でミサイルの 方向を定め巡航エンジンをスタートさせるためマヌーバを行うのに必要な所要の 高さ（例えば４０ｍ）で排出される。 ミサイルが所要の高さに達した後、又は可能ならミサイルの軌道の上昇部分に あるならば、ミサイルを定位置に向けるマヌーバが行われる、言い換えればピッ チと方向と回転が制御される。これらのマヌーバは環状体３を回転させる手段の 実施態様により行うことが異なる。 一番目の実施態様の一番目の他の実施態様では（図１、３）、ミサイル電子ブ ロックにより環状のガス発生器４が点火されると、ホットガスの噴出は全てのガ スパイプ１７を通り同時に到達し、ロッド１８の端に対し環状のリング２３に力 を加え（従って、スリーブ２３は取りはずし可能な結合のクリアランスを密閉す る）、更に環状体３に正接であり軸に直角な方向、言い換えればミサイル１の軸 に直角な翼板内に反動力を生ずるノズル５を通して排出される。これらの反動力 は軸２０の回りで回転するロッド１８に“Ｖ”型のフォーク１９により運動を伝 えるように接続されおり、制御舵面２の回転を制御する単独の駆動を用い、気体 力学的な力の制御により同時に制御されている。操縦舵面２の中立的な位置では 、図２に示すようにガスは全てのノズルの組５内の全てのノズルに等しい量に到 達し、反動力の合力はゼロに等しい（図３を参照）。操縦舵面２の一つがいずれ の側にも最大角（２５から３９度）だけそれると、ロッド１８は約１０度回転し 、ガスパイプ１７から出る全てのガスジェットは対応した組のノズル５の一つを 通過する。このように操縦舵面２の角位置により対応するロッド１８の角位置が 制御され、ガスジェットはロッド１８の角位置に比例してノズル５の間に流 れ、従って操縦舵面２の気体力学翼板内に同じ符号で、ミサイルのピッチと、方 向と、回転を制御する反動力を生ずる。 環状体３の一番目の実施態様の他の二番目の実施態様では（図４、６及び７） 、方向性の反動力を生ずる原理は前述の原理と同じである。異なるのは、二番目 の他の実施態様ではロッド１８の回転がピン２５の回転を生ずる操縦舵面２の回 転により制御されていることである（図７を参照）。ピン２５の角位置により組 となった各ノズル５に到達するガスの量、及び従ってノズルの組内の反動力の合 成値が決定される。 環状体３の二番目の実施態様に対し（図８）、ミサイル１を制御する反動力を 形成する原理は前述の反動力と多少異なっている。ミサイル１の定位置は気体力 学的操縦舵面２が少しも関与することなく、例えばミサイルの電子回路内のコン ピュータにより直接制御され所定の瞬間にスタートする衝撃反動エンジンにより 制御されている。ミサイルのピッチと方向は横に並んだ３１から３２のより強力 な衝撃エンジンをスタートさせることにより変化し、該エンジンのノズルにより 放射状の反動力が発生する。ミサイルが傾斜する翼板の方向は横の並び２９及び ３０の低出力衝撃エンジンにより決定され、該エンジンのノズルにより環状体３ に正接な反動力が発生する。 ミサイル巡航エンジンは標的の方向にミサイルを向けるマヌーバの終わりにス タートする。巡航エンジンの動作の間発生するガスにより保護シャッター１２が 容易に排出され（図 １、４及び８を参照）、該ガスはミサイルの速度を増加する環状体３のノズル７ の断面を通し自由に排出される。ノズル７の断面の輪郭は巡航エンジンのノズル ６の輪郭と連続しており、該巡航エンジンのノズルの円錐形は最適であり、動作 の間巡航エンジンの反動力から来る衝撃を増加し、すでに機能を果たした方位手 段により環状体３の不活性部分があることによるあらゆるスピードの損失を補償 する。このように、ミサイルによりエネルギーの消費を追加することなしに発射 領域から十分離れた不活性部分が運ばれ、必要があれば該ミサイルは所定の瞬間 に所定の位置で排出できる。これを行うため、爆発ボルト８は、巡航エンジンが 動作してからミサイル外で機能を果たした方位手段を含む環状体３の不活性部分 を排出するため必要なパイロプッシュロッド９（図４を参照）を使用して、破壊 され、最初の衝撃が発生する。 終わりに、本発明は機能を行った後方位手段の不活性部分を排出する必要を取 り除くことにより、最小のエネルギー消費で困難な環境下にある発射領域の近く 突然現れ、更に同時にミサイルを発射することにより生ずる発射領域に対する有 害な影響を最小にできる標的を捕まえることができる。本発明は大規模なミサイ ル又は小規模なミサイルにも同様に適用できる。更に、本発明は前述の全ての特 性を利用するようにある角度で発射する現存のミサイルに最小の変更を行うため 使用できる。ミサイルの発射及び方位操縦システムの実施態様の特別な場合に提 示した３つの変更により受ける特性パラメータは等しい。他の実施態様の一つを 選択することは使用 するミサイルの特別な性質により左右される。幾つかの環境下で使用される手段 は他の条件下では適応性少ない場合がある。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，Ｍ Ｃ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ， ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，Ｕ Ｇ)，ＡＭ，ＡＵ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，Ｃ Ｎ，ＣＺ，ＥＥ，ＦＩ，ＧＥ，ＨＵ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＴ，ＬＶ，ＭＤ， ＭＧ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，Ｒ Ｏ，ＳＤ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＳ ，ＵＺ，ＶＮ (72)発明者 ボロトフ ユージーン ゲオルゲヴィッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 フィリポフ ウラディミール セルゲイヴ ィッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 ミズロヒ ウラディミール ヤコブレヴィ ッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 スベトロフ ウラディミール グリゴリエ ヴィッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 スタネフスキー グレゴリー アンドレー ヴィッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 キーテンコフ セルジ グリゴリエヴィッ チ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 ガイドウケヴィッチ ヴィクトール レオ ニドヴィッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内 (72)発明者 クミコフ ユージーン アファナシエヴィ ッチ フランス国，92402 クールブボワ セデ, ボワト ポスタル 329（番地なし） ト ムソン−セーエスエフ エスセーペイ内

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．発射手段と、駆動装置を備えた気体力学操縦舵面（２）と、ミサイルの後 方部分に位置し少なくとも一つのガス発生器（４）及び該ガス発生器に接続され たパイプ（５）を含む方位手段とを有しているミサイル発射及び方位システムで あって、ミサイル（１）の本体に固く接続された環状体（３）を含み、方位手段 が該環状体内に位置し、該環状体内の内側表面が切頭円錐形でありノズル断面を 形成している断熱材で覆われており、該ノズルの断面の輪郭がミサイル巡航エン ジンノズルの輪郭と連続していることを特徴とするミサイル発射及び方位システ ム。 ２．環状体が飛行の間排出されるミサイル用の手段（８、９）を備えているこ とを特徴とする請求項１に記載のシステム。 ３．方位手段の反動ノズルがノズルの断面の縦軸に直角な同じ翼板内にあるこ とを特徴とする請求項１又は２に記載のシステム。 ４．発射手段が前後にカバーを有した発射容器（１０）の形で与えられており 、該容器の内側が円筒形の形をしておりミサイルを入れるようにされており、圧 力発生器（１１）が後方カバー（１３）及び切頭円錐形をした横方向の舵面を有 した保護シャッター（１２）により閉じられている容器の底にあり、横方向の舵 面の輪郭が環状体ノズルの断面の舵面の少なくとも幾つかの部分と整合しており 、該容器の外形が容 器の内径に等しく、該容器が圧力発生器の上で環状体を取りつけるため使用され る脆性要素を固定するための支持体を含むことを特徴とする請求項１、２又は３ のいずれか１つに記載のシステム。 ５．保護シャッターの形が凸型であり、該凸型部分が巡航エンジンに面してい ることを特徴とする請求項４に記載のシステム。 ６．発射容器が環状体の取り付け部分内に排出オリフィス（１６）を備え、該 オリフィスの大きさが環状体内のバルブの回りに形成されたクリアランスを通し てガスが流出するように選択されていることを特徴とする請求項４又は５のいず れかに記載のシステム。 ７．環状体の上に固定されたロッド（１８）が取りつけられており、ガス発生 器（４）が環状であり環状体内に形成されたガスパイプ（１７）によりノズル方 位手段に接続されており、ノズル（５）はすべて同じであり同じ翼板内に組にな っており、各組のノズルは向かい合った方向に位置し環状体内の共通のガスパイ プからノズル内にガス噴出を行う対応したロッドの一方の端に機械的に接続され ており、更に各ロッドの他の端が対応する操縦舵面（２）に接続され結合された 回転を生ずることを特徴とする請求項３、４、５又は６のいずれか一つに記載の システム。 ８．対応するガスパイプ（１７）の出口の端の近くにある耐熱材で形成された 環状のスリーブ（２３）が取りつけられており、該スリーブは出口の端の中で縦 方向に動くことがで き、各ロッドの中央部は回転軸（２０）を通し環状体に固定され、ノズルの各組 は切頭円錐形の出口を有した曲がり管の形で形成されており、入口オリフィスは 共通ガスパイプの出口オリフィスと向かい合っており、耐熱材で作られた環状の スリーブの内側直径と同じ直径であり、各ロッドの一番目の端と環状体の接触面 は熱的に絶縁する必要があることを特徴とする請求項７に記載のシステム。 ９．ノズルの各組が環状体内で切頭円錐形の端部を有した単独のまっすぐな溝 の形で形成されており、環状体が放射状のオリフィス（２４）を含み、該オリフ ィスの中心線が溝の中心線に直角で同じ翼板内にある一方の端で当該まっすぐな 溝の中央を通っており、他方の端が当該共通ガスパイプの出口ノズルに直角で異 なる翼板の中にあり、最後にこれらのオリフィスの中心線が一番目の二つの翼板 の交線の上にあり、各ロッドが当該放射状のオリフィス内で回転するように置か れた耐熱複合材で覆われ、更に断熱層で覆われたピン（２５）により端部の一方 で環状体の上に固定されており、各ピンの上の複合材の覆いが排出オリフィス（ ２７Ａ）を含み組になったノズルの間でガス噴出を行うことを特徴とする請求項 ５に記載のシステム。 １０．方位手段が一定の高さの間隔で（２９から３２）環状体内に並べて置か れている衝撃ジェットエンジン（２９ｋから３２ｋ）の形で形成されており、各 ジェットエンジンノズルが環状体内でガスパイプの縦方向中心線に直角に置かれ ており、各並びが同じタイプで同じ大きさのジェットエンジ ンで形成されていることを特徴とする請求項４又は５に記載のシステム。 １１．最小のパワーを有した少なくともジェットエンジンが横に並び、該エン ジンからの出口ノズルが環状体に正接していることを特徴とする請求項１０に記 載のシステム。 １２．一番目の横の並びのエンジンにおいて、該ノズルの出口での端の部分が 環状体の回りの一方向に正接しており、一番目の並びと同じタイプのエンジンを 含む他の並びにおいて、出口での端の部分がすべて一番目の並びの端の部分と向 かい合った方向にあることを特徴とする請求項１０に記載のシステム。