JPH11264699A - Opposing apparatus for depolying intercepting element from spin stabilized rocket - Google Patents
Opposing apparatus for depolying intercepting element from spin stabilized rocketInfo
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- JPH11264699A JPH11264699A JP10349256A JP34925698A JPH11264699A JP H11264699 A JPH11264699 A JP H11264699A JP 10349256 A JP10349256 A JP 10349256A JP 34925698 A JP34925698 A JP 34925698A JP H11264699 A JPH11264699 A JP H11264699A
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Abstract
Description
【0001】[0001]
【発明の属する分野】本発明は敵ミサイルを仕止めるた
めの対抗装置に関し、特に、飛来する敵ミサイルの直撃
経路でスピン安定化ロケットから展開される非爆発性迎
撃要素の展開に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a countermeasure device for stopping an enemy missile, and more particularly to the deployment of a non-explosive interceptor element deployed from a spin-stabilized rocket in a direct hit path of an enemy missile.
【0002】[0002]
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】タン
ク、移動大砲車両、及びその他の大砲のような兵器を伴
う戦場交戦は敵の機甲部隊破壊用誘導ミサイルによって
攻撃を受け易い。このような飛来する敵攻撃を無効に
し、又は仕止める防御対抗装置は一般的には敵ミサイル
を破壊するための爆発性手段を利用し、その結果、戦闘
域の味方の兵士に脅威を与える。誘導ミサイルを伴う現
在利用できる対抗装置はコスト高であり、且つ構成が複
雑であり、とりわけ、対抗装置としての爆発物の利用は
味方の兵士に害を与える可能性を示す。接近信管によっ
て達成される対抗装置の使用は味方の兵士に特に危険で
ある。必要とされることは、それ自身爆発せず、しかも
近辺の味方の兵士に対する危険を少なくとも少なくし、
又は減少させる非爆発性迎撃要素を使用して、飛来する
誘導ミサイルを効果的に迎撃し、かつ仕止める攻撃防御
装置である。BACKGROUND OF THE INVENTION Battlefield battles involving weapons such as tanks, mobile artillery vehicles, and other artillery are susceptible to attack by enemy armored destruction guided missiles. Defense countermeasures that counteract or stop such incoming enemy attacks typically use explosive means to destroy enemy missiles, thereby threatening friendly soldiers in the battlefield. Currently available countermeasures with guided missiles are costly and complex in construction, and the use of explosives as countermeasures, among other things, shows potential harm to friendly soldiers. The use of countermeasures achieved by approach fuze is particularly dangerous to friendly soldiers. What is needed is that it does not explode itself, and at least reduces the danger to nearby friendly soldiers,
Or an attack defense device that uses non-explosive intercepting elements to reduce and effectively intercept and stop incoming guided missiles.
【0003】米国特許第4,388,869号のような
周知の防御装置はコメントに値する。この特許の教示
は、大気圏外空間で移動する衛星目標物の軌道路にばら
まかれる非爆発性ロッド及びペレットの使用を伴う。目
標の宇宙船は衝突用又は進入用ロッドによって交戦さ
れ、そして破壊される。このような周知の装置の欠陥
は、迎撃物を正確な時間に、そして敵ミサイルを効果的
に破壊する迎撃物の雲のような一定な配列に展開する能
力である。他の防御装置は重金属りゅう散弾状要素を収
容する発射体を発射する自動発火器を採用する。遅延信
管が、りゅう散弾及び副発射体を敵ミサイルに対して無
秩序に飛び散らす爆発物を爆発させる。本発明と違っ
て、副発射体及びりゅう散弾状粒子は味方の兵士に危険
を与える。他の周知の対抗技術は接触信管によってトリ
ガーされ、或いは別の方法で飛来する敵ミサイルに交戦
するために、光学センサーによって誘導される誘導ミサ
イルの使用を伴う。そのような敵誘導ミサイルに対して
うまく防御する高い確立が正確な時間に、そして衝突及
び破壊を確保する一定なパターンに弾道路で直接展開さ
れる非爆発性迎撃要素の雲の発生であることが分かっ
た。[0003] Known protective devices, such as US Patent No. 4,388,869, deserve comment. The teachings of this patent involve the use of non-explosive rods and pellets that are scattered in the orbit of a satellite target traveling in outer space. The target spacecraft is engaged and destroyed by a collision or approach rod. A drawback of such known devices is the ability to deploy the interceptor at a precise time and in a uniform array, such as a cloud of interceptors, that effectively destroys enemy missiles. Other defensive devices employ an auto-igniter that fires a projectile containing a heavy metal ball-shot element. A delay fuze explodes an explosive that randomly disperses the shot and secondary projectiles against enemy missiles. Unlike the present invention, secondary projectiles and shot-like particles pose a danger to friendly soldiers. Other known countermeasures involve the use of guided missiles that are triggered by a contact fuze or otherwise guided by an optical sensor to engage an enemy missile that is flying. The high probability of successfully defending against such enemy-guided missiles is the occurrence of a cloud of non-explosive intercepting elements deployed directly on the ballistics at the correct time and in a constant pattern ensuring collision and destruction I understood.
【0004】[0004]
【課題を解決するための手段】本発明の教示によれば、
複数の非爆発性迎撃要素を、直接、飛来する敵ミサイル
の経路にある連続雲を発生させる所定形態に分散させる
ために迎撃路に沿って差し向けられる空輸装置を提供す
る。この装置は長手方向軸線、後方端、先導端、ノーズ
円錐形本体、及び前記ノーズ円錐形本体と後方端との中
間のペイロード部分を有するスピン安定化ロケットの形
態をなし、ペイロードがロケットの長手方向軸船のまわ
りに円周方向に配置されている。ペイロードは、飛行
中、スピン安定化ロケットの回転速度によって発生され
る遠心力に応答して一定な接線速度でペイロード部分か
ら推進される非爆発性迎撃要素の供給源からなる。1つ
の好ましい実施形態では、非爆発性迎撃要素のための解
放機構は、摺動自在に駆動されるスリーブ組立体からな
る。飛行中、ペイロード部分を覆う摺動自在に駆動され
るスリーブ組立体の形態の解放装置が設けられ、スリー
ブ組立体が後方端から先導端まで引っ込められてペイロ
ード部分を露出させて閉じ込めがなくなるとき、非爆発
性迎撃要素を解放する。非爆発性迎撃要素を分散させる
ことによって迎撃雲を形成する。雲は直接、弾道路に正
確に展開され、敵ミサイルを仕止める。According to the teachings of the present invention,
An airborne device is provided that is directed along an intercept path to disperse a plurality of non-explosive intercepting elements directly into a predetermined configuration that produces a continuous cloud in the path of an incoming enemy missile. The device is in the form of a spin-stabilized rocket having a longitudinal axis, a rear end, a leading end, a nose-cone body, and a payload portion intermediate the nose-cone body and the rear end, wherein the payload is in the longitudinal direction of the rocket. It is arranged circumferentially around the shaft ship. The payload consists of a source of non-explosive intercepting elements that are propelled from the payload portion at a constant tangential velocity in flight in response to the centrifugal force generated by the spin-stabilizing rocket's rotational speed. In one preferred embodiment, the release mechanism for the non-explosive interceptor element comprises a slidably driven sleeve assembly. During flight, a release device is provided in the form of a slidably driven sleeve assembly over the payload portion, and when the sleeve assembly is retracted from the rearward end to the leading end to expose the payload portion and eliminate confinement, Release the non-explosive interceptor. An intercepting cloud is formed by dispersing non-explosive intercepting elements. The clouds are deployed directly on the ballistics, stopping enemy missiles.
【0005】1つの好ましい実施形態では、迎撃物は、
長手方向軸線のまわりに半径方向に配列された一連の管
構造物内に収容され、特定な形状の迎撃雲を発生させる
スピン安定化ロケットの遠心力によって非爆発性迎撃要
素を特定な形成に推進させる。他の好ましい実施形態で
は、非爆発性迎撃要素はペイロード部分内に無秩序に置
かれ、正確な時間での展開で敵ミサイルの迎撃路で空輸
要素の一定な雲を形成する。更なる好ましい実施形態で
は、ペイロードのための解放機構は、剪断ねじによって
ロケットエンジハウジングに解放可能に固着されるスリ
ーブ組立体によって、格納状態に維持される。ペイロー
ド部分は遅延装置によって作動される花火装置によって
開かれ、非爆発性迎撃要素を解放して飛来する敵ミサイ
ルの弾道路に迎撃雲を発生させる。花火装置はノーズ円
錐部分とペイロード部分との間に位置決めされ、ペイロ
ード部分内に装填された非爆発性迎撃要素の配列を妨げ
ることなく、ボルトを剪断する必要な推力を発生させ
る。ペイロード部分に、中心に配置された推力バーが設
けられ、該推力バーは、装薬を非爆発性迎撃要素に適用
することなく、花火の力の荷重経路をロケットエンジン
ハウジングに差し向ける。花火の力は、スリーブを拘束
するねじを剪断し、乱されていない非爆発性迎撃要素の
解放を可能にする。[0005] In one preferred embodiment, the interceptor comprises:
Centrifugal force of a spin-stabilized rocket, housed in a series of tubular structures arranged radially around the longitudinal axis to create a specially shaped intercepting cloud, drives the non-explosive intercepting element into a specific formation Let it. In another preferred embodiment, the non-explosive intercepting element is randomly placed within the payload portion to form a constant cloud of airborne elements at the enemy missile's intercept path at precise time of deployment. In a further preferred embodiment, the release mechanism for the payload is maintained in the retracted state by a sleeve assembly releasably secured to the rocket engine housing by shear screws. The payload portion is opened by a pyrotechnic device activated by a delay device, releasing a non-explosive intercepting element and creating an intercept cloud in the ballistics of the incoming enemy missile. The pyrotechnic device is positioned between the nose cone and the payload portion and generates the necessary thrust to shear the bolt without disturbing the alignment of the non-explosive intercepting elements loaded within the payload portion. The payload portion is provided with a centrally located thrust bar that directs the pyrotechnic force load path to the rocket engine housing without applying charge to the non-explosive intercepting element. The firework force shears the screws that restrain the sleeve, allowing the release of undisturbed non-explosive intercepting elements.
【0006】非爆発性迎撃要素の形態は球形で、6角形
の積層配列でペイロード部分に整列されるのが好まし
く、そこでは、接線で互いに接触する非爆発性迎撃要素
を備えて連続層が加えられる。有利な非爆発性迎撃要素
は、円筒状又は不定形のものであり、さらに有効な迎撃
雲を作り出すのがよい。本発明のこれら及び他の特徴、
観点、並びに利点は以下の説明、請求項及び添付図面か
らより良く理解されることになる。[0006] The form of the non-explosive intercepting element is preferably spherical and aligned with the payload portion in a hexagonal stacked arrangement, wherein a continuous layer is added with the non-explosive intercepting elements contacting each other tangentially. Can be Advantageous non-explosive intercepting elements may be cylindrical or amorphous and create a more effective intercepting cloud. These and other features of the invention,
Aspects and advantages will be better understood from the following description, claims and the accompanying drawings.
【0007】[0007]
【発明の実施形態】本発明は、防御対抗装置に関する。
一つの実施形態では、全体的に番号10で特定したロケ
ットは、誘導ミサイルに対して防御すべきタンク及び大
砲のような他の移動車両のような兵器を保護するのに使
用することができる。このような対抗装置は、戦闘域の
味方の兵士の危険を最小にする方法で、飛来するミサイ
ルを迎撃すべきである。飛来するミサイルの近くで防御
装置を爆発させる接触信管又は近接信管に依存する、敵
ミサイルに対する爆発性対抗手段の使用は目標戦闘域で
軍事行動を採っている味方の兵士に認識された危険を提
示する。それ故に、本発明の防衛装置は少なくともその
危険を減らす非爆発性迎撃要素を採用する。対抗装置の
構造及び操作は、対抗装置が飛来する敵ミサイルに遭遇
する所定距離で非爆発性迎撃要素を展開させるのに採用
される新規な機械的装置のために、生産するのにコスト
が大変かからない。敵ミサイルの追跡装置は、W−バン
ド94ギガヘルツのレーダーセットで達成され、レーザ
ーセットはまた、対抗ミサイルの飛行を命ずるように作
動し、非爆発性迎撃要素を展開させるためのカウントダ
ウン遅延タイマーを更新する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to a defense countermeasure device.
In one embodiment, the rocket identified generally at 10 can be used to protect weapons such as tanks and other mobile vehicles such as cannons to defend against guided missiles. Such countermeasures should intercept incoming missiles in a manner that minimizes the risk of friendly soldiers in the battlefield. The use of explosive countermeasures against enemy missiles, which rely on contact fuze or close fuze to explode defenses near the incoming missile, presents a perceived danger to friendly soldiers operating in the target combat zone I do. Therefore, the defense device of the present invention employs a non-explosive interceptor that at least reduces that risk. The construction and operation of the counter-attack is very costly to produce due to the novel mechanical devices employed to deploy the non-explosive interceptor at a given distance where the counter encounters an incoming enemy missile. It does not take. The enemy missile tracker is achieved with a W-band 94 GHz radar set, and the laser set also operates to command counter-missile flight and updates the countdown delay timer to deploy non-explosive intercepting elements I do.
【0008】図1に示す本発明の防御装置は約10,0
00RPMないし11,000RPMで回転するスピン
安定化ロケット10である。ロケットは後方端11と、
非爆発性迎撃要素14の展開可能な供給源を運ぶように
なった先導端12とを有する。種々の図における同様な
要素は同じ参照番号で表示されている。装置10は、点
線の外形形態で示す固体推進剤モータ15を備え、摺動
可能なスリーブ組立体16、ペイロード部分17、ノー
ズ円錐形本体18、及び全体的に符号20で特定したス
リーブ組立体用の駆動機構を有する102mm直径のロ
ケットである。ペイロード部分17は可動壁19と後固
定壁22とで構成される。非爆発性迎撃要素14はペイ
ロード部分17内に詰め込まれ、そして摺動可能なスリ
ーブ組立体16が引き込まれて非爆発性迎撃要素14を
覆わなくなるまでその中に収容され、摺動可能なスリー
ブ組立体16が引き込まれて非爆発性迎撃要素14を覆
わなくなると、非爆発性迎撃要素はロケットのスピン速
度によって発生される遠心力に応答して一定な角速度で
ペイロード部分から外に推進される。The protection device of the present invention shown in FIG.
A spin-stabilized rocket 10 that rotates between 00 RPM and 11,000 RPM. The rocket has a rear end 11,
A leading end 12 adapted to carry a deployable source of a non-explosive interceptor element 14. Similar elements in the various figures are labeled with the same reference numerals. Apparatus 10 includes a solid propellant motor 15, shown in dashed outline configuration, for a slidable sleeve assembly 16, a payload portion 17, a nose conical body 18, and a sleeve assembly generally identified by reference numeral 20. Is a rocket with a diameter of 102 mm having a driving mechanism of (1). The payload portion 17 includes a movable wall 19 and a rear fixed wall 22. The non-explosive intercepting element 14 is packed into the payload portion 17 and is housed therein until the slidable sleeve assembly 16 is retracted and no longer covers the non-explosive intercepting element 14, When the space 16 is retracted and no longer covers the non-explosive intercepting element 14, the non-explosive intercepting element is propelled out of the payload portion at a constant angular velocity in response to the centrifugal force generated by the rocket spin rate.
【0009】非爆発性迎撃要素をペイロード部分17内
に入れる方法は装置の有効性にとって有利さを与える。
1つの好ましい実施形態(図3及び図5)では、非爆発
性迎撃要素はペイロード部分17の中へ無秩序に装填さ
れる。これはコストのかからない方法であり、展開時
に、無秩序に分散した迎撃雲を作る。他の好ましい実施
形態(図2)では、非爆発性迎撃要素は球又は細長いロ
ッドのような特定な形状のものであり、ロケットの長手
方向軸線を中心に半径方向に延びる一連の列の管状構造
に詰め込まれる。第2の好ましい実施形態の利点は、非
爆発性迎撃要素を推進させる一定速度によって発生され
る迎撃雲の特別な形態並びにロケット内の荷の均一な重
量分布であり、これは飛行パターンのより正確な制御を
確保する。両実施形態はそれぞれの迎撃雲による撃ち落
とし成功を良好にする。[0009] The method of placing the non-explosive intercepting element within the payload portion 17 offers advantages for the effectiveness of the device.
In one preferred embodiment (FIGS. 3 and 5), the non-explosive interceptor is randomly loaded into the payload portion 17. This is an inexpensive method that, when deployed, creates randomly distributed intercepting clouds. In another preferred embodiment (FIG. 2), the non-explosive intercepting element is of a particular shape, such as a sphere or elongated rod, and has a series of rows of tubular structures extending radially about the longitudinal axis of the rocket. Packed into. The advantage of the second preferred embodiment is the special form of the intercepting cloud generated by the constant velocity propelling the non-explosive intercepting element and the uniform weight distribution of the load in the rocket, which makes the flight pattern more accurate Secure control. Both embodiments have good shot-down success with their respective interception clouds.
【0010】図1及び2に示すように、非爆発性迎撃要
素14は一連の列の半径方向に延びた管23又は円筒体
の中に詰め込まれてロケットの長手方向軸線25の周り
に配列された非爆発性迎撃要素のコラム列を形成する。
好ましい変形例では、非爆発性迎撃要素は、図3に示す
ペイロード部分17に無秩序に装填される。いずれの実
施形態でも、スリーブ組立体16が飛行方向に駆動され
ると、詰め込まれた非爆発性迎撃要素の部分がペイロー
ド17内の閉じ込めから解放され、無秩序に展開した要
素の、又は、他の実施形態における特定な形態の迎撃雲
を形成する。再び、図1を参照すると、適当な時間に、
作動される駆動機構20が示されており、その駆動によ
り、摺動可能なスリーブ組立体16をスピン安定化ロケ
ット10の後方端11から先導端12に向かう方向に移
動させる。摺動可能なスリーブ組立体16はノーズ円錐
形本体18に一体的に固定され、それと一緒に移動す
る。支持壁19は環状開口30を有し、該開口はカップ
形ブラケット28で塞がれている。駆動機構20は中心
の長手方向軸線25に沿ってペイロード部分17内の中
心に設けられ、且つ駆動ロッド26を収容する駆動円筒
体24を含む。駆動ロッド26は長手方向軸線に沿って
延び、ロケット後方端11で解放自在に支持された一端
を有し、且つブラケット28に固定された前方端32を
有する。ブラケット28は又駆動円筒体24の前方端2
9を受け入れる。支持壁19はロケットの内径を横切っ
て延びて、スリーブ部材21がノーズ円錐形本体18に
固着される接合部27でスリーブ部材21に合う。As shown in FIGS. 1 and 2, the non-explosive interceptor elements 14 are packed around a series of rows of radially extending tubes 23 or cylinders and arranged about the longitudinal axis 25 of the rocket. Form a column of non-explosive intercepting elements.
In a preferred variant, the non-explosive intercepting element is randomly loaded into the payload portion 17 shown in FIG. In either embodiment, when the sleeve assembly 16 is driven in the direction of flight, the portion of the packed non-explosive interceptor element is released from confinement within the payload 17 and may be of a randomly deployed element or other. It forms a particular form of interception cloud in an embodiment. Referring again to FIG. 1, at an appropriate time,
An actuated drive mechanism 20 is shown, which drives the slidable sleeve assembly 16 in a direction from the rearward end 11 to the leading end 12 of the spin-stabilized rocket 10. The slidable sleeve assembly 16 is integrally fixed to the nose cone shaped body 18 and moves therewith. The support wall 19 has an annular opening 30 which is closed by a cup-shaped bracket 28. The drive mechanism 20 is centered within the payload portion 17 along a central longitudinal axis 25 and includes a drive cylinder 24 that houses a drive rod 26. The drive rod 26 extends along the longitudinal axis, has one end releasably supported at the rear end 11 of the rocket, and has a front end 32 secured to the bracket 28. The bracket 28 is also provided at the front end 2 of the drive cylinder 24.
Accept 9. The support wall 19 extends across the inside diameter of the rocket and mates with the sleeve member 21 at a joint 27 where the sleeve member 21 is secured to the nose cone body 18.
【0011】スリーブ部材21、ノーズ円錐形本体18
及び壁19は接合部27で溶接され、或いは他の方法で
一体にされ、従って組立体16は単一体として移動す
る。スライド支持ケーシング34は駆動円筒体24を同
心的に囲む。スライド支持ケーシング34は駆動円筒体
24よりも直径が大きく、ケーシング34と駆動円筒体
24との間に環状空間36を形成する。スライド支持ケ
ーシングはペイロード部分の中を後方に延び、その前端
37は支持壁19に固定され、後端は取り付けられてい
ない。支持壁19はスライド支持ケーシング34に固定
される。スライド支持ケーシング34は、非爆発性迎撃
要素のための底支持体を形成するペイロード部分17の
一部である固定管35内に摺動自在に配置される。スラ
イド支持ケーシング34が前支持壁19に固定されてい
るので、支持壁が前方に移動されるとき、スライド支持
ケーシングは固定された管35内で先導端12に向かっ
て摺動する。スライド支持ケーシングと駆動円筒体24
との間に形成された空間36内には、駆動円筒体のまわ
りに圧縮状態で巻かれたばねユニット40があり、該ば
ねユニットはブラケット28とペイロード部分17の後
固定支持壁22との間に配置される。巻きばね40によ
って供給されるより大きい駆動力が求められる環境で
は、補助機構が花火装置の形態で設けられる。The sleeve member 21 and the nose conical body 18
And the wall 19 is welded or otherwise united at the joint 27 so that the assembly 16 moves as a single unit. A slide support casing 34 concentrically surrounds the drive cylinder 24. The slide support casing 34 has a larger diameter than the drive cylinder 24 and forms an annular space 36 between the casing 34 and the drive cylinder 24. The slide support casing extends rearward in the payload portion, with its front end 37 fixed to the support wall 19 and its rear end not attached. The support wall 19 is fixed to the slide support casing 34. The slide support casing 34 is slidably disposed within a fixed tube 35 which is part of the payload portion 17 forming the bottom support for the non-explosive intercepting element. Because the slide support casing 34 is fixed to the front support wall 19, the slide support casing slides in the fixed tube 35 toward the leading end 12 when the support wall is moved forward. Slide support casing and drive cylinder 24
Within the space 36 formed between the bracket 28 and the rear fixed support wall 22 of the bracket 28 and the payload portion 17 is a spring unit 40 wound in compression around the drive cylinder. Be placed. In environments where the greater driving force provided by the helical spring 40 is required, an auxiliary mechanism is provided in the form of a fireworks device.
【0012】図4及び5を参照すると、後方端11で解
放自在に取り付けられ、開口部42を通して駆動円筒体
24の中へ延びる駆動ロッド26が、ロケットの中心を
長手方向軸線25に沿って走り、駆動ロッド26は開口
部42を通して駆動円筒体24の他端で終わり、ノッチ
44内でブラケット28に固着される。駆動ロッド26
の後端はロケット10の後方端11で解放自在に支持さ
れ、そしてトリガー組立体46によって適所に係止され
る。図3及び5に示すように、非爆発性迎撃要素14が
ペイロード部分17内に無秩序に詰め込まれている。図
4に示す組立体を展開する時に起こる非爆発性迎撃要素
の雲の形成50のタイプとは対象的に、図5の無秩序に
積み込まれた要素14は無秩序に分散された要素14の
連続雲を形成する。非爆発性迎撃要素が無秩序にペイロ
ード部分から外に推進されて連続迎撃雲を形成する以外
は、図4と関連して説明したのと同じ方法で展開が起こ
る。雲の寸法形状は図4と関連して説明したのと同じで
ある。Referring to FIGS. 4 and 5, a drive rod 26 releasably mounted at the rear end 11 and extending through the opening 42 into the drive cylinder 24 runs along the longitudinal axis 25 through the center of the rocket. The drive rod 26 terminates at the other end of the drive cylinder 24 through the opening 42 and is secured to the bracket 28 within the notch 44. Drive rod 26
The rear end of the rocket 10 is releasably supported by the rear end 11 of the rocket 10 and is locked in place by the trigger assembly 46. As shown in FIGS. 3 and 5, non-explosive intercepting elements 14 are randomly packed within the payload portion 17. In contrast to the type of non-explosive intercepting element cloud formation 50 that occurs when deploying the assembly shown in FIG. 4, the randomly loaded element 14 of FIG. 5 is a continuous cloud of randomly distributed elements 14. To form Deployment occurs in the same manner as described in connection with FIG. 4, except that the non-explosive intercepting element is randomly propelled out of the payload section to form a continuous intercepting cloud. The size and shape of the cloud are the same as those described in connection with FIG.
【0013】駆動機構20は、ノーズ円錐体18及びス
リーブ部材21を、移動可能なペイロード前壁19の環
状開口部30を覆うカップ形ブラケット28の端に押し
つけられた巻きばねユニット40の付勢力によってロケ
ットの先導端12の方向に押し進めるように設定されて
いる。ペイロード部分17を開く円筒体24内での駆動
ロッド26の移動速度を制御するのに役立つダッシュポ
ット48が駆動円筒体24内で駆動ロッド26に固定さ
れている。非爆発性迎撃要素の連続迎撃雲き大きさ及び
外形は、スリーブ部材21がペイロード部分17を開い
て非爆発性迎撃要素14を一定な雲パターンにして遠心
力で押し出す速度によって制度することができることは
理解される。非爆発性迎撃要素のすべての短時間での急
速な解放がむしろ凝縮下迎撃雲を引き起し、非爆発性迎
撃要素をペイロード部分17から外に推進させる速度が
遅ければ遅いほど、連続迎撃雲がより分散される。The drive mechanism 20 causes the nose cone 18 and the sleeve member 21 to be biased by the helical spring unit 40 pressed against the end of the cup-shaped bracket 28 covering the annular opening 30 of the movable payload front wall 19. It is set so as to push in the direction of the leading end 12 of the rocket. A dashpot 48 is secured to the drive rod 26 within the drive cylinder 24 to help control the speed of movement of the drive rod 26 within the cylinder 24 that opens the payload portion 17. The continuous intercept size and profile of the non-explosive intercepting element can be governed by the speed at which the sleeve member 21 opens the payload portion 17 and extrudes the non-explosive intercepting element 14 in a constant cloud pattern by centrifugal force. Is understood. The rapid release of all non-explosive intercepting elements in a short time causes a rather condensed intercepting cloud, and the slower the speed at which the non-explosive intercepting elements are propelled out of the payload portion 17, the lower the continuous intercepting cloud. Is more distributed.
【0014】今、図4に戻ると、トリガー組立体46を
作動して駆動ロッド26を解放し、それによって、スリ
ーブ組立体16をロケット10の先導端12に向かう運
動状態に設定して最初の列の非爆発性迎撃要素を露出さ
せたロケット10の状態が示されている。非爆発性迎撃
要素14はスピン安定化ロケットの遠心力によって展開
される。研究所のテストでは、装置が球形迎撃物の連続
雲50を生じさせることを示した。非爆発性迎撃要素
は、飛来する敵ミサイルの軌道路で分散される直径が5
/16インチのホールベアリングような球形でもよい
し、或いは長さ1/4乃至3/4インチ、直径が5/1
6インチのスチールロッドでもよいことが理解されよ
う。時間に関して、例えば、発射後256乃至512マ
イクロセカンドの範囲内で展開が起こる。Returning now to FIG. 4, the trigger assembly 46 is actuated to release the drive rod 26, thereby setting the sleeve assembly 16 in motion toward the leading end 12 of the rocket 10 for the first time. The condition of the rocket 10 exposing a row of non-explosive intercepting elements is shown. The non-explosive interceptor element 14 is deployed by the centrifugal force of the spin-stabilized rocket. Laboratory tests have shown that the device produces a continuous cloud 50 of spherical interceptors. Non-explosive interceptors have a diameter of 5 distributed over the trajectory of incoming enemy missiles.
It may be spherical, such as a / 16 inch hole bearing, or 1/4 to 3/4 inch long and 5/1 in diameter.
It will be appreciated that a 6 inch steel rod may be used. With respect to time, deployment occurs, for example, in the range of 256 to 512 microseconds after launch.
【0015】他の好ましい実施形態では、ロケットの構
造は、非爆発性迎撃要素を解放するために、ペイロード
部分を露出させるための花火ユニットを採用する。図6
を参照すると、ロケットは番号100で特定される。ロ
ケットを構成するロケットエンジン103を収容する主
構造はエンジンハウジング102、ペイロード部分11
7及びノーズ円錐本体118からなる。ハウジング10
2内に配置されたロケットモータは固体推進エンジンで
あって、それは、公称1200lbsの推力を作り出
し、52gの加速度及び約10000乃至11000r
pmの回転をロケットに提供する。ハウジング102の
前方端は、カウリング構造122が形成されたフレーム
保護壁120を備える。カウリング122は、ロケット
エンジンハウジング102と同じ直径を有し、ペイロー
ド部分117に向って突出する。カウリング122の外
側にはねじが切ってあり、ペイロード部分117及びノ
ーズ円錐本体118を受け入れ、そしてそれらに取り付
けられる。In another preferred embodiment, the rocket structure employs a pyrotechnic unit to expose a payload portion to release a non-explosive intercepting element. FIG.
Referring to, the rocket is identified by the number 100. The main structure for accommodating the rocket engine 103 constituting the rocket is an engine housing 102, a payload portion 11
7 and a nose cone body 118. Housing 10
2 is a solid propulsion engine, which produces a nominal 1200 lbs thrust, 52 g acceleration and about 10,000 to 11000 r.
Provide pm rotation to the rocket. The front end of the housing 102 includes a frame protection wall 120 on which a cowling structure 122 is formed. Cowling 122 has the same diameter as rocket engine housing 102 and projects toward payload portion 117. The outside of the cowling 122 is threaded to receive and attach the payload portion 117 and the nose cone body 118.
【0016】ペイロード部分117はスリーブ部材12
1内に形成され、このスリーブ部材は、図3A,3B及
び3Cに示す非爆発性迎撃要素の装填を収容するペイロ
ード部分117を囲む。ペイロード部分117及びノー
ズ円錐本体118は、ノーズ円錐本体の外側のねじ12
7をスリーブ121の内側のねじと係合させることによ
って組み立てられ、ロケット100の分割可能な前方部
分126を形成する。ペイロード部分117の前は、ノ
ーズ円錐部分118の後端と向かい合った防火壁130
を含む。ペイロード部分117の後端は、非爆発性迎撃
要素を積み重ねた状態に収容するのに役立つ支持壁部材
132で囲まれる。支持壁部材132は、フランジ部分
136及び内側ねじ付部分138が形成されたねじ付ブ
ッシュ134に固定される。後端のロケットエンジンハ
ウジングは、後端に外側ねじ付フランジ部分141を備
えた保護壁139を有する。全前方部分126及びロケ
ットハウジング102は、ねじ付部分141及び134
を接合することによって、互いに螺合されても良いこと
は理解されよう。The payload portion 117 is provided on the sleeve member 12.
Formed within 1, this sleeve member surrounds a payload portion 117 that contains a load of the non-explosive interceptor element shown in FIGS. 3A, 3B and 3C. The payload portion 117 and the nose cone body 118 are connected to the thread 12 outside the nose cone body.
7 is assembled by engaging threads inside the sleeve 121 to form a split front portion 126 of the rocket 100. In front of the payload portion 117, the firewall 130 facing the rear end of the nose cone portion 118
including. The rear end of the payload portion 117 is surrounded by a support wall member 132 that serves to accommodate the non-explosive intercepting elements in a stacked configuration. The support wall member 132 is fixed to a threaded bush 134 having a flange portion 136 and an inner threaded portion 138 formed therein. The rear end rocket engine housing has a protective wall 139 with an outer threaded flange portion 141 at the rear end. The entire forward portion 126 and the rocket housing 102 are threaded portions 141 and 134
It will be understood that they may be screwed together by joining.
【0017】ペイロード部分117は、防火壁130と
支持壁部材132との間で延び、防火壁130の中央1
42で防火壁130に解放自在に保持されているロッド
140を含む。ロッド140の後端は、適所に溶接され
ることにより、支持壁132及びブッシュ134に固着
される。以下に説明するように、ロッド140は防火壁
130とともに、非爆発性迎撃要素を解放するためにエ
ンジンハウジングからロケットの前方部分126の分離
を行うように機能する。ノーズ円錐部分118は、カウ
ントダウン遅延制御装置150及び花火ユニット152
を収容する。図6に示すように、カウントダウン遅延制
御装置150は、蓄電器ユニット154、バッテリー1
56、9チャンネル無線制御受信機160及び制御回路
162を含む。対抗装置はミリ秒間の非常に狭い時間窓
内でその作業を行わなければならないことは理解されよ
う。The payload portion 117 extends between the fire wall 130 and the support wall member 132 and is located at the center 1 of the fire wall 130.
A rod 140 is releasably held at 42 to the fire wall 130. The rear end of the rod 140 is fixed to the support wall 132 and the bush 134 by being welded in place. As described below, the rod 140, in conjunction with the firewall 130, functions to provide separation of the forward portion 126 of the rocket from the engine housing to release non-explosive intercepting elements. The nose cone portion 118 includes a countdown delay controller 150 and a fireworks unit 152.
To accommodate. As shown in FIG. 6, the countdown delay control device 150 includes a battery unit 154, a battery 1
It includes a 56, 9 channel wireless control receiver 160 and a control circuit 162. It will be appreciated that the opponent must perform its task within a very narrow time window of milliseconds.
【0018】実際には、装置はW−バンド94ギガヘル
ツのレーダーセットであるレーダー追跡ユニットに応答
する。レーダーはランチャーと協同して置かれる。レー
ダー追跡装置は敵ロケットを数百メートルで捕える能力
があり、敵ロケットを追跡して距離範囲と目標座標をた
えず提供する。このデータはランチャー信号処理装置に
送り込まれ、該ランチャー信号処理装置は、迎撃目標点
及び非爆発性迎撃要素の展開時間を計算し、花火ユニッ
トが発射時間から作動される前に遅延時間を計算する。
遅延制御回路の操作は、対抗ロケットの発射と同時に開
始される。遅延時間の最初の秒読みは更新することがで
きる。更新モードで、レーダー処理装置はロケット内の
無線制御受信機160にコマンドを送り、無線制御受信
機は、デジタルコマンドを一連のパルスに変換し、パル
スはサーキット162によって復調され、そして解読さ
れる。花火装置は、レーダー追跡信号が、更新された解
読データを比較し又はこれに合うときに点火される。In practice, the device responds to a radar tracking unit, which is a W-band 94 GHz radar set. The radar is placed in cooperation with the launcher. Radar trackers are capable of catching enemy rockets at hundreds of meters, and they track enemy rockets and constantly provide range and target coordinates. This data is fed into the launcher signal processor, which calculates the deployment time of the intercept target point and the non-explosive intercept element, and calculates the delay time before the fireworks unit is activated from the firing time. .
The operation of the delay control circuit is started simultaneously with the launch of the opposing rocket. The first countdown of the delay time can be updated. In update mode, the radar processor sends commands to the radio control receiver 160 in the rocket, which converts the digital commands into a series of pulses, which are demodulated and decoded by the circuit 162. The pyrotechnic device is ignited when the radar tracking signal compares or matches the updated decoding data.
【0019】部分126は、花火装置152の力に応答
して剪断するように設計されたねじ170によって、ね
じ付ブッシュ134に対して適所に保持される。遅延制
御装置150及び予定され或いは更新された遅延時間が
経過した瞬間に、バッテリーセット156によって電力
を供給される蓄電器ユニット154は、花火装置152
を点火し、花火装置は壁130に十分な爆発力を及ぼ
し、ノーズ円錐部分118を押してペイロード部分11
7を前方に引っ張る。爆発力は壁130から、ブッシュ
134のフランジ136に取り付けられたロッド140
に伝えられ、ねじ170を剪断させる。爆発力により、
全前方部分126をエンジンハウジング102から分離
させ、非爆発性迎撃要素をスピン対抗手段ロケットの遠
心力にさらす。The portion 126 is held in place against a threaded bush 134 by screws 170 designed to shear in response to the force of the pyrotechnic device 152. The delay control device 150 and the storage unit 154 powered by the battery set 156 at the moment when the scheduled or updated delay time has elapsed,
And the pyrotechnic device exerts sufficient explosive power on the wall 130 to push the nose cone 118 and push the payload 11
Pull 7 forward. The explosive force is applied from the wall 130 to the rod 140 attached to the flange 136 of the bush 134.
To cause the screw 170 to shear. With explosive power,
The entire forward portion 126 is separated from the engine housing 102, exposing the non-explosive intercepting element to the centrifugal force of the spin countermeasure rocket.
【0020】非爆発性迎撃要素は、先に述べたようにペ
イロード部分の外に押し出され、図4に示すように迎撃
要素の雲を生じさせる。最初の列の非爆発性迎撃要素が
落下して目標と交戦する場合、残りの雲の引き続く要素
が同様にミサイルに衝突する。展開後1秒の何分の1内
で、全体の雲は、ロケットからその放出エネルギーを消
費し、無害で地球に落下し始める。ほとんどの例では、
単一の迎撃要素が飛来するミサイルに衝突して射止めて
しまう。交戦中に起こる唯一の爆発性要素が敵ミサイル
の射止めの要素であり、交戦の下の地上での味方の兵士
に対する危険を減らしそして恐らくはこれを最小にする
ことが理解されよう。対抗には軍需品又は副軍需品がま
ったくなく、「安全と武装」装置の必要性をなくすこと
が理解できるであろう。一発分の弾薬をロケットに積み
込む人、或いはこの装置を扱う人に対する固有の危険性
を大きく減少させる。The non-explosive intercepting element is pushed out of the payload section as previously described, creating a cloud of intercepting elements as shown in FIG. If the first row of non-explosive interceptors falls and engages the target, the remaining elements of the cloud impact the missile as well. Within a fraction of a second after deployment, the entire cloud consumes its emitted energy from the rocket and begins to fall harmlessly to Earth. In most cases,
A single interceptor hits the incoming missile and fires it. It will be appreciated that the only explosive element that occurs during the engagement is that of stopping enemy missiles, reducing and possibly minimizing the danger to friendly soldiers on the ground during the engagement. It will be appreciated that the rival has no munitions or secondary munitions, eliminating the need for "safe and armed" equipment. The inherent danger to those who load a single round of ammunition onto a rocket or handle this device is greatly reduced.
【0021】対抗ミサイルがその目標を完全に外れた場
合には、対抗ミサイルは遂には地球に落ちるが、それが
未爆発の積み荷を全く収容しないから危険を全く提起し
ない。本発明は、遅延の経過により、それ自体で中空で
爆発を起こさせ、危険を提起するような爆発物を装備す
る対抗ミサイルの状況を回避する。爆発力によって展開
される重金属又は破片状要素の使用は味方の兵士に危険
を提起する。本発明を或る好ましい態様を参照して相当
詳細に説明したが、他の態様が可能である。従って、特
許請求の範囲の請求項の範囲はここに含めた好ましい態
様の説明に限られるべきではない。If the missile misses its target altogether, it will eventually fall to Earth, but pose no danger since it will not accommodate any unexploded cargo. The present invention avoids the situation of counter-missiles equipped with explosives which, by themselves, cause a detonation in the hollow with the passage of delay and pose a danger. The use of heavy metals or debris-like elements deployed by explosive forces poses a danger to friendly soldiers. Although the present invention has been described in considerable detail with reference to certain preferred embodiments, other embodiments are possible. Therefore, the scope of the appended claims should not be limited to the description of the preferred embodiments contained herein.
【図1】ペイロード部分内での非爆発性迎撃要素の閉じ
込めを示す防御対抗ロケットの長手方向断面図である。FIG. 1 is a longitudinal cross-sectional view of a defensive anti-rocket launch showing confinement of a non-explosive interceptor element within a payload portion.
【図2】ペイロード部分及び非爆発性迎撃要素の閉じ込
めを示す図1の2−2線における断面図である。FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line 2-2 of FIG. 1 showing the confinement of the payload portion and the non-explosive intercepting element.
【図3】非爆発性迎撃要素を区画室内に無秩序に詰め込
んだ、図5の3−3線おけるペイロード部分の断面図
で、図3Aは球形状の非爆発性迎撃要素の略図、図3B
は円筒状の非爆発性迎撃要素の略図、図3Cは不定形の
非爆発性迎撃要素の略図である。3 is a cross-sectional view of the payload portion taken along line 3-3 of FIG. 5, with the non-explosive intercepting elements randomly packed in the compartment, FIG. 3A is a schematic diagram of a spherical non-explosive intercepting element, FIG. 3B.
3C is a schematic view of a cylindrical non-explosive intercepting element, and FIG. 3C is a schematic view of an amorphous non-explosive intercepting element.
【図4】飛来方向に駆動されて、迎撃雲の初期の形成を
示す積み込まれた非爆発性迎撃要素を部分敵ミサイルに
覆わなくする摺動可能なスリーブ組立体を示す防御対抗
ロケットの長手方向断面図である。FIG. 4 shows a longitudinal view of a defensive rocket showing a slidable sleeve assembly driven in the direction of flight to uncover a loaded non-explosive intercepting element over a partial enemy missile, indicating the initial formation of an intercepting cloud. It is sectional drawing.
【図5】ペイロード部分内に無秩序に配置された非爆発
性迎撃要素を包囲するスリーブ組立体を示す防御対抗ロ
ケットの長手方向断面図である。FIG. 5 is a longitudinal cross-sectional view of a defensive anti-rocket showing a sleeve assembly surrounding a non-explosive intercepting element randomly arranged within a payload portion.
【図6】剪断可能なねじによって固着された解放可能な
スリーブを示す、防御対抗ロケット遅延ユニットの長手
方向断面図である。FIG. 6 is a longitudinal cross-sectional view of a protective anti-rocket delay unit showing a releasable sleeve secured by a shearable screw.
【図7】非爆発性迎撃要素の6角形の積層配列を示す図
6の7−7線における断面図である。7 is a cross-sectional view taken along line 7-7 of FIG. 6, showing a hexagonal stacking arrangement of non-explosive intercepting elements.
10 スピン安定化ロケット 11 後方端 12 先導端 14 非爆発性迎撃要素 16 摺動可能なスリーブ組立体 17 ペイロード部分 18 ノーズ円錐形本体 19 可動壁 20 駆動機構 22 固定壁 23 管 24 駆動円筒体 25 長手方向軸線 26 駆動ロッド 28 カップ形フラケット 34 スライド支持ケーシング 40 巻きばねユニット 46 トリガー組立体 50 雲形成。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Spin stabilized rocket 11 Rear end 12 Leading end 14 Non-explosive intercepting element 16 Slidable sleeve assembly 17 Payload part 18 Nose conical body 19 Movable wall 20 Drive mechanism 22 Fixed wall 23 Tube 24 Drive cylinder 25 Longitudinal Direction axis 26 Drive rod 28 Cup-shaped fracket 34 Slide support casing 40 Winding spring unit 46 Trigger assembly 50 Cloud formation.
─────────────────────────────────────────────────────
────────────────────────────────────────────────── ───
【手続補正書】[Procedure amendment]
【提出日】平成11年4月1日[Submission date] April 1, 1999
【手続補正1】[Procedure amendment 1]
【補正対象書類名】明細書[Document name to be amended] Statement
【補正対象項目名】特許請求の範囲[Correction target item name] Claims
【補正方法】変更[Correction method] Change
【補正内容】[Correction contents]
【特許請求の範囲】[Claims]
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェイン エム リン アメリカ合衆国 カリフォルニア州 90275 ランチョー パロス ヴァーデス シルヴァー アーロウ ドライヴ 5065 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on front page (72) Inventor Jane M. Lin United States California 90275 Rancho Palos Verdes Silver Arrow Drive 5065
Claims (35)
るため非爆発性迎撃要素を運ぶ防御対抗スピン安定化ロ
ケットであって、 ロケットハウジングと、 ロケットを迎撃経路に沿って向けるための制御装置と、 前記非爆発性迎撃要素きの供給源を収容するペイロード
部分からなる、発射後所定時間に非爆発性迎撃要素を展
開させるための手段と、 飛行中前記非爆発性迎撃要素を閉じ込めるための手段
と、 非爆発性迎撃要素を展開させるために、前記閉じ込め手
段を作動するための駆動装置と、 閉じ込め駆動装置を作動するための時間制御装置と、を
有し、非爆発性迎撃要素が迎撃経路に沿って展開されて
スピン安定化ロケットの遠心力で非爆発性迎撃要素の雲
を形成する、上記スピン安定化ロケット。1. A defensive anti-spin stabilized rocket carrying a non-explosive interceptor element to intercept and destroy incoming enemy missiles, comprising: a rocket housing; and a controller for directing the rocket along an intercept path. Means for deploying the non-explosive interceptor at a predetermined time after launch comprising a payload portion containing a source of the non-explosive interceptor; and means for confining the non-explosive interceptor during flight. A drive for activating the confinement means for deploying the non-explosive intercepting element; and a time control for operating the confinement drive, wherein the non-explosive intercepting element comprises an intercepting path. The spin-stabilized rocket described above, wherein the spin-stabilized rocket is deployed along a centrifugal force of the spin-stabilized rocket to form a cloud of non-explosive intercepting elements.
である、請求項1に記載の発明。2. The invention according to claim 1, wherein the driving device is a fireworks device that generates explosive power.
請求項1に記載の発明。3. The non-explosive intercepting element is spherical in shape.
The invention according to claim 1.
る、請求項1に記載の発明。4. The invention of claim 1, wherein the non-explosive intercepting element is an elongated rod.
請求項1に記載の発明。5. The non-explosive intercepting element is uneven in shape.
The invention according to claim 1.
度でペイロード部分から外方に推進されて飛来する敵ミ
サイルの迎撃経路に前記非爆発性迎撃要素の連続雲を形
成する、請求項1に記載の発明。6. The non-explosive interceptor element deployment wherein a continuous cloud of said non-explosive interceptor element forms in the intercept path of an incoming enemy missile propelled outward from the payload portion at a constant tangential velocity. The invention according to 1.
で、長手方向軸線のまわりに半径方向に延びる一連の管
の中に貯えられ、非爆発性迎撃要素はペイロード部分か
ら外方に推進されて飛来するミサイルの迎撃経路に所定
形態の連続雲を形成する、請求項1に記載の発明。7. A non-explosive interceptor element is stored within the payload portion in a series of tubes extending radially about a longitudinal axis, wherein the non-explosive interceptor element is propelled outwardly from the payload portion. 2. The invention according to claim 1, wherein a continuous cloud of a predetermined form is formed in an intercepting path of the incoming missile.
る引っ込み可能なスリーブ組立体からなり、前記スリー
ブ組立体はロケットの先導端の方向に摺動自在に取り付
けられ、時間制御装置に応答して作動される駆動装置に
よって駆動される、請求項1に記載の発明。8. The containment means comprises a retractable sleeve assembly surrounding the payload portion, said sleeve assembly being slidably mounted in the direction of the leading end of the rocket and being actuated in response to a time control. The invention according to claim 1, wherein the driving device is driven by a driving device.
ジングにファスナーで解放自在に取り付けられたスリー
ブ組立体からなり、該ファスナーは時間制御装置により
作動される爆発力に応答して取り外される、請求項1に
記載の発明。9. The method of claim 1, wherein the confinement means comprises a sleeve assembly releasably mounted to the rocket engine housing with the fastener being removed in response to an explosive force actuated by a time control. The described invention.
在に保持された摺動可能な駆動ロッドと、閉じ込め手段
を、解放機構の作動に応答してロケットの先導端の方向
に駆動するため、圧縮下に維持された巻きばねとからな
る、請求項7に記載の発明。10. A drive for compressing a slidable drive rod releasably held by a release mechanism and confining means toward a leading end of the rocket in response to actuation of the release mechanism. 8. The invention of claim 7, comprising a helical spring maintained below.
る時間に予め設定される遅延装置である、請求項1に記
載の発明。11. The invention according to claim 1, wherein the time control device is a delay device preset at a time when the rocket is launched.
制御するための手段を備えた固定駆動円筒体内に摺動自
在に受け入れられる、請求項8に記載の発明。12. The invention of claim 8, wherein the drive rod is slidably received within a fixed drive cylinder having means for controlling the speed of movement of the drive rod.
進される、請求項1に記載の発明。13. The invention according to claim 1, wherein a rocket is propelled by said solid propellant.
なっていて、回転するロケットの遠心力によって推進さ
れる非爆発性迎撃要素を採用し、且つ後方端及びノーズ
円錐本体を有する防御対抗スピン安定化ロケットであっ
て、 飛来するミサイルの直撃弾道路に展開されるべき非爆発
性迎撃要素き供給源が装填されたペイロード部分と、 ロケットを円周方向に囲い、飛行中ペイロード部分を閉
じ、それによって非爆発性迎撃要素を収容し、開放位置
に作動してペイロード部分を露出させるシュラウドを有
する摺動可能なスリーブ組立体と、 スリーブ組立体を引っ込み位置まで一定速度で前進させ
る駆動ロッドガイドを含む、発射後所定時間にスリーブ
組立体を引っ込ませる駆動機構と、を有し、前記駆動ロ
ッドはラッチ機構によって解放自在にラッチされ、 発射後駆動ロッドをラッチ外しするための遅延制御装置
を更に有し、ラッチ外しによりスリーブ組立体をその開
放位置に付勢し、非爆発性迎撃要素は一定接線速度でペ
イロード部分から推進されて飛来する敵ミサイルの弾道
路に非爆発性迎撃要素の一定な連続雲を発生させる、防
御対抗スピン安定化ロケット。14. A defensive anti-spin stabilizer adapted to intercept an incoming enemy missile, employ a non-explosive interceptor element propelled by the centrifugal force of a rotating rocket, and have a rearward end and a nose cone body. Rocket, which is loaded with a non-explosive interceptor source to be deployed on the incoming missile's direct impact roadway, circumferentially surrounding the rocket, closing the payload portion in flight, A slidable sleeve assembly having a shroud for receiving the non-explosive interceptor element and operating in an open position to expose a payload portion, and a drive rod guide for advancing the sleeve assembly at a constant speed to a retracted position. A drive mechanism for retracting the sleeve assembly at a predetermined time after firing, wherein the drive rod is releasable by a latch mechanism. Further comprising a delay control for unlatching the drive rod after firing, the unlatching biasing the sleeve assembly to its open position, wherein the non-explosive interceptor element is disengaged from the payload portion at a constant tangential velocity. A defensive anti-spin stabilized rocket that generates a constant continuous cloud of non-explosive intercepting elements on the trajectory of enemy missiles that are propelled and fly.
る、請求項14に記載の発明。15. The invention according to claim 14, wherein the non-explosive intercepting element has a spherical shape.
位置に付勢する圧縮巻きばねからなる、請求項14に記
載の発明。16. The invention of claim 14, wherein the drive comprises a compression wound spring biasing the sleeve assembly to its open position.
を有する、請求項14に記載の発明。17. The invention of claim 14, wherein the continuous cloud has a diameter in the range of 4-6 feet.
ーンで形成される、請求項14に記載の発明。18. The invention of claim 14, wherein the continuous cloud is formed in a predetermined pattern of non-explosive intercepting elements.
れ、発射後所定時間に駆動ロッドをラッチ外しする、請
求項14に記載の発明。19. The invention according to claim 14, wherein the delay control device is preset at the time of firing and unlatches the drive rod a predetermined time after firing.
迎撃が起こる直前に遠隔位置から作動される、請求項1
4に記載の発明。20. The delay control device is actuated from a remote location shortly before an incoming enemy missile intercept occurs.
4. The invention according to 4.
請求項14に記載の発明。21. The drive device is a detonator type detonator.
The invention according to claim 14.
で、一連の半径方向に延びた管の中に配置され、ロケッ
トからの射出時に所定の連続雲を発生させる、請求項1
4に記載の発明。22. The non-explosive interceptor element is disposed within the payload portion within a series of radially extending tubes to generate a predetermined continuous cloud upon launch from a rocket.
4. The invention according to 4.
る、請求項15に記載の発明。23. The invention according to claim 15, wherein the continuous cloud is in the form of an annular ring.
ウドは、ノーズ円錐形本体と一体であり、ノーズ円錐形
本体が駆動されるときに移動される、請求項14に記載
の発明。24. The invention of claim 14, wherein the circumferential shroud surrounding the payload portion is integral with the nose-cone body and is moved when the nose-cone body is driven.
に取り付けられ、ケーシッグ内に同心的に取り付けられ
た駆動円筒体を含み、ケーシングはノーズ円錐形本体に
取り付けられ且つそれと一緒に移動でき、それにより、
駆動円筒体とノーズ円錐形本体との間に環状空間を形成
し、前記駆動ロッドは駆動円筒体の中を延びて、その先
導端がノーズ円錐本体に取り付けられている、請求項1
4に記載の発明。25. The drive device includes a drive cylinder fixedly mounted within the payload portion and concentrically mounted within the casing, wherein the casing is mounted to and movable with the nose conical body. By
2. A nose cone body defining an annular space between the drive cylinder and the nose cone body, wherein the drive rod extends through the drive cylinder and has a leading end attached to the nose cone body.
4. The invention according to 4.
の間の環状空間内に圧縮状態で配置され、ノーズ円錐形
本体を前進するように付勢し、それによってスリーブ組
立体を引っ込ませる、請求項14に記載の発明。26. A biasing spring is disposed in compression within the annular space between the drive cylinder and the casing and biases the nose conical body forward, thereby retracting the sleeve assembly. The invention according to claim 14.
によって推進させる速度を制御する一定速度ダッシュポ
ットを備えている、請求項14に記載の発明。27. The invention of claim 14, wherein the drive cylinder comprises a constant speed dashpot for controlling the speed at which the drive rod is propelled by the biasing spring.
と関連している、請求項14に記載の発明。28. The invention of claim 14, wherein the delay control is associated with a drive rod release mechanism.
を迎撃するようになっている防御対抗スピン安定化ロケ
ットであって、該ロケットは後方端及びノーズ円錐本体
を有し、回転するロケットの遠心力によって推進される
非爆発性迎撃要素を採用し、 a.後方端のロケットハウジングと、 b.前記迎撃経路と交差する地点で展開されるべき非爆
発性迎撃要素の 供給源が装填され、スリーブ部内に収
容されたペイロード部分と、 c.爆発力を発生させるための花火装置及び遅延時間の
経過で前記花火 装置を作動させるカウントダウン遅延
制御装置を備えたノーズ円錐部 分と、 d.スリーブ部材をロケットハウジングに解放自在に取
り付け、前記遅 延時間の経過で花火装置によって発生
される爆発力に応答して取り外 されるようになるファ
スナ手段と、を有し、 前記スリーブ部材及びノーズ円錐部分はロケットハウジ
ングから分離され、非爆発性迎撃要素をペイロード部分
から外方に推進させて迎撃雲を作り出す上記スピン安定
化ロケット。29. A defensive anti-spin stabilizing rocket adapted to intercept an enemy missile flying along an intercept path, the rocket having a rear end and a nose cone body, and a centrifugal force of the rotating rocket. Employs a non-explosive intercepting element driven by force, a. A rear end rocket housing; b. A payload portion loaded with a source of a non-explosive interceptor element to be deployed at a point of intersection with the interceptor path and housed within a sleeve portion; c. A nose cone having a pyrotechnic device for generating explosive power and a countdown delay control device for activating the pyrotechnic device upon elapse of the delay time; d. Fastener means releasably attached to the rocket housing, the fastener means being detached in response to the explosive force generated by the pyrotechnic device over the delay time, the sleeve member and the nose A spin stabilized rocket as described above wherein the conical portion is separated from the rocket housing and the non-explosive intercepting element is propelled outward from the payload portion to create an intercepting cloud.
ある請求項29に記載の発明。30. The invention according to claim 29, wherein said fastener means is a shearable screw.
ロケットの発射と同時に開始される請求項29に記載の
発明。31. The invention according to claim 29, wherein the countdown time of the delay control device is started simultaneously with the launch of the rocket.
ズ円錐部分から分離され、ロケットハウジングは支持壁
でペイロード部分から分離される請求項29に記載の発
明。32. The invention of claim 29, wherein the payload portion is separated from the nose cone portion by a firewall and the rocket housing is separated from the payload portion by a support wall.
間で軸線方向に延びるロッド部材で構成される請求項3
3に記載の発明。33. The payload portion comprises a rod member extending axially between the fire wall and the support wall.
3. The invention according to 3.
る請求項32に記載の発明。34. The invention according to claim 32, wherein the fireworks device is arranged adjacent to the fire wall.
壁に隣接して解放自在に配置される請求項33に記載の
発明。35. The invention according to claim 33, wherein the rod member is fixed to the support wall and is releasably disposed adjacent to the fire wall.
Applications Claiming Priority (2)
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---|---|---|---|
US08/961,900 US6279482B1 (en) | 1996-07-25 | 1997-10-31 | Countermeasure apparatus for deploying interceptor elements from a spin stabilized rocket |
US08/961900 | 1997-10-31 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
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KR101449738B1 (en) * | 2014-07-24 | 2014-10-10 | 주식회사 풍산 | Projectile separation structure by multiple explosive shear breaking devices |
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-
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- 1998-10-30 KR KR1019980046478A patent/KR19990037551A/en not_active Application Discontinuation
- 1998-11-02 JP JP10349256A patent/JPH11264699A/en active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR19990037551A (en) | 1999-05-25 |
CA2251076A1 (en) | 1999-04-30 |
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