KR20010032561A - 적외선 방사 섬광을 분배하는 전자식 구성의 유인 디코이 - Google Patents

적외선 방사 섬광을 분배하는 전자식 구성의 유인 디코이 Download PDF

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KR20010032561A
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Abstract

본 발명은 레이더 유도 무기를 피할 수 있는 유인 디코이의 성능을 분배 또는 제어하는 이미 개발된 설비의 세트의 사용을 가능하게 한다. 이러한 동일한 설비를 사용함으로써, 신규하고 독특한 탄두, 탄두 조절 및 분배 기구는 디코이 유인 본체 내부에 삽입된다. 탄두는 자연 발화 재료의 호일(foil) 및/또는 호일 팩으로 구성된다. 이러한 재료는 항공기 엔진에 의해 방사된 적외선 플룸보다 더 유인하는 적외선 신호를 디코이 뒤편에서 발생시킨다. IR 디코이가 유인된다는 사실은 디코이가 미사일 탐색기의 시계 내에서 유지되는 한 항공기와 동일한 형태로 비행함으로써 운동학적으로 정확할 것이라는 것을 보장한다. 자연 발화 재료가 (변화하고 제어 가능한 비율로 분배되어) 측정될 것이기 때문에 이의 복사 세기는 발사하는 항공기의 엔진의 복사 세기와 부합될 것이다. 선택된 자연 발화 재료의 연소 특성은 탄화수소계 제트 연료의 연소 특성과 부합되기 때문에, 발사된 IR 디코이는 또한 모선의 엔진의 스펙트럼과 일치하는 스펙트럼을 갖는 플룸을 방사한다.

Description

적외선 방사 섬광을 분배하는 전자식 구성의 유인 디코이{ELECTRONICALLY CONFIGURABLE TOWED DECOY FOR DISPENSING INFRARED EMITTING FLARES}
기술 분야
본 발명은 적외선 섬광[infrared(IR) flare]을 분배하는 유인 디코이(towed decoy), 특히 디코이의 IR 방사와 연소 시간을 변화시키도록 전자식으로 형성될 수 있는 IR 섬광을 분배하는 유인 디코이에 관한 것이다.
배경 기술
적외선 유도 및 레이더 유도 미사일은 전투 상황에서 교전하는 군용 항공기에 대한 주요 위협 요소이다. 이러한 미사일은 항공기를 향하여 나아가도록 미사일의 레이더 및 IR 유도를 사용하여, 미사일의 "명중" 가능성을 실질적으로 증가시킨다.
레이더 유도 미사일 공격을 피하는 하나의 방법은 항공기 자체보다 레이더 목표를 유인하는 디코이를 모선(host aircraft)의 뒤편에서 발사하여, 공격 미사일이 항공기 대신에 유인되는 디코이를 선택하도록 하는 것이다. AN/ALE-50으로 명명된 공군 및 해군 전투기용으로 현재 생산 단계에 진입한 레이더 유도 무기에 대항하는 시스템을 개발한 본 발명의 양수인은 상기 특정 기술 분야를 주도하였다. 그러나, 현재까지 비화상(non-imaging) IR 유도 미사일을 피하기 위한 유사한 능력은 개발되지 않았다.
현재의 군용 항공기는 IR 유도 지대공 및 공대공 미사일로부터의 공격에 특히 취약하다. 1980년 이후의 교전에서의 항공기 손실의 분석으로부터 수집된 통계치는 이러한 손실의 거의 90%가 IR 유도 미사일 공격의 결과라는 것을 나타낸다. 그러므로, IR 유도 미사일은 군용 항공기에 대한 강력한 위협 요소가 되었다. 이러한 미사일들은 전체적으로 IR 유도를 사용하여 목표로 유도될 수 있고, 또는 초기에는 레이더 유도를 사용하고 나서 목표 부근에 더욱 접근함에 따라 IR 유도로 전환될 수 있다. 후자의 접근 방법에 관하여, IR 유도 미사일은 레이더를 통해 정보를 전달받을 수 있고, 또는 미사일에 채용된 수동 적외선 탐지 및 추적[passive infrared Search and Track(IRST)] 시스템이 경보를 발생하고 지상 감시 또는 조기 경보 레이더로부터의 데이터 연결을 통해 적절한 방향으로 향하게 할 수 있다. 그러나, 최적으로는 IR 유도 미사일은, 통상 레이더 신호가 미사일 상에 장착된 레이더 경보 수신기에 의해 감지된 때 항공기 승무원에게 미사일 공격이 임박했음을 경고하는 레이더 정보 전달 없이 항공기에서 발사된다. 이러한 IR에 대해서만 유도되는 미사일들은 기본적으로 수동이고, 자체 정보 전달을 통해 또는 IRST 시스템으로부터의 보조로 항공기의 접근의 시각적 관찰의 결과로서 발사될 수 있다. 목표 항공기에 대한 경보가 없는 경우, 이러한 미사일들은 높은 수준의 치명률을 갖는다.
많은 다양한 적외선 유도 미사일들은, 미사일들이 매우 다양한 IR 대항 대응책(IRCCM)을 채용하려 한다는 점에서 효과적인 대응책의 개발이 상당한 요구된다. 이는 위협하는 IR 유도 미사일의 스펙트럼에 걸쳐 효과적이고 채용된 IRCCM의 종류 또는 존재/부재에 민감하지 않은 기술을 고안하는 것을 어렵게 한다.
다수의 방법이 IR 유도 미사일의 치명률을 감소시키기 위한 시도로 사용되어 왔다. 접근하는 미사일의 충분한 경보가 있다면 목표 항공기의 공격적인 기동이 시도된다. 또한, 동기원(motive source)으로서 항공기 상에 장착된 저장소로부터 강제로 발사된 화염 또는 자연 발화 섬광이 채용되어 왔다. 그러나, 이러한 장치들은 짧은 시간동안에서만 필요한 세기로 연소한다. 또한, 중력은 섬광을 분배하는 항공기로부터 섬광을 빠르게 분리하여 미사일 탐색기의 시계로부터 섬광을 제거하고, 따라서 섬광의 효율을 감소 또는 제한한다. 이러한 IR 섬광은 또한 항공기보다 더욱 강한 IR 방사를 초기에 제공하려 하기 때문에 일부 미사일에 의해 확인되어 거부될 수 있다.
다른 현재의 대응책은 IR 방해 전파의 사용과 관련된다. 적외선 방해 전파는 접근하는 미사일에 IR 에너지를 "블링킹(blinking)"하여 미사일 탐색기를 교란시키게 한다. 이러한 에너지는 공격하는 미사일의 신호 프로세싱 회로를 교란시키도록 설계된 비율로 조절되고, 미사일이 빗나가도록 유도 기구의 충분한 각도 오류를 야기시킨다. 그러나, IR 방해 전파는 여러 이유로 특별히 성공적이지는 못하다. IR 에너지의 광원은 항공기 엔진의 IR 신호를 극복하는 충분한 세기를 발생시키기 어렵다. 이들은 통상 미사일 공격의 방향이 대체로 알려지지 않기 때문에 전방향(omni-directional)일 것을 요구한다. 이는 또한 이들의 에너지 밀도를 희석시킨다. 방해 전파가 IR 미사일 탐색기 상의 에너지를 증가시키도록 증가된 비임으로 초점을 맞춘다면, 이들은 전투기에 대해서는 현재 이용할 수 없는 매우 정확한 목표점 정보를 요구한다. 마지막으로, 다른 종류의 IR 유도 미사일들은 동일한 신호 프로세싱 기술을 거의 사용하지 않기 때문에, 모든 미사일에 효과적인 일반적인 방해 전파 조절을 생성하는 것이 불가능하다. 이는 방해 전파 설계자가 설계 취약성을 이용하도록 하는 미사일 탐색기에 대한 깊은 지식을 가진 경우에만 이루어질 수 있다. 명백하게는, 이는 포획되거나 우연히 얻은 미사일의 이용을 통해, 또는 다른 지식원을 통해 얻어진 지식을 요구한다. 그러나, 이는 다수의 다양한 IR 유도 미사일 종류에 실용적이지 못한 방법이다.
결과적으로, 전술된 접근 방법들은 IR 유도 미사일에 의해 위협받는 군용 항공기의 생존 가능성을 보장하는 데에는 개별적이고 집합적으로는 적당하지 않은 것으로 증명되었다. 그러므로, 필요한 것은 목표 항공기의 이동을 추적하고 항공기가 보호되도록 항공기와 동일한 IR 스펙트럼 특성을 제공하기 위한, 목표 항공기로부터 IR 미사일을 빗나가게 하는 시스템이다. 또한, 이러한 시스템은 항공기 IR 신호와 IR 디코이 발사 섬광을 더욱 정확하게 식별할 수 있는 IR 유도 미사일을 유인하도록 복사 세기를 제어할 수 있어야 한다. 또한, 시스템은 가능한 미사일 공격에 대항하는 합리적인 시간에 걸쳐 보호를 제공하도록 충분한 연소 시간을 나타내어야 한다.
요 약
상기의 요구는 보호하는 항공기와 동일한 형태로 비행하고, 따라서 디코이는 항공기로부터 빠르게 추락하는 현재의 항공기 전개 디코이 섬광과는 다르게 IR 유도 미사일의 시계에 유지되는 발사 IR 디코이에 의해 충족된다. 이러한 디코이는 또한 동일한 IR 스펙트럼 특성을 나타내어 공격하는 미사일이 이러한 특성을 기반으로 디코이와 보호되어야 하는 항공기를 식별할 수 없게 한다. 또한 이러한 디코이는 접근하는 미사일에 대한 저항할 수 없는 교란을 제공하도록 복사 세기를 변화시킬 수 있다. 마지막으로, 디코이는 장기간 지속되어, 적절한 시간에 걸쳐 가능한 미사일 공격에 대항하여 보호를 제공한다. 이는 즉시 IR 미사일 공격을 받는 경우에도 승무원들의 선택에 의해 유도 디코이를 먼저 (즉, 미사일 공격을 경고할 필요 없는 공격) 사용될 수 있게 한다.
일반적으로, 본 발명의 유인 디코이는 공격하는 미사일에 채용된 IR 대항 대응책(IRCCM)에 무관하게, 현재의 모든 공격 IR 유도 미사일에 효과적으로 대항하는 저항할 수 없는 유인을 발생시킨다. 특히, 상기 디코이는 IRCCM으로서 현존하는 대부분의 비화상 IR 유도 미사일에 의해 사용되는 키이 식별 수단을 제거 또는 비효율적으로 하도록 설계된다. 본 발명은 레이더 유도 무기(즉, AN/ALE-50 시스템)를 피할 수 있는 유인 디코이의 성능을 분배 또는 제어하는 이미 개발된 설비의 세트의 사용을 가능하게 한다. 이러한 전개 설비를 사용함으로써, 신규하고 독특한 탄두, 탄두 조절 및 분배 기구는 디코이 발사 본체 내부에 삽입된다. 탄두는 자연 발화 재료의 호일(foil) 및/또는 (다중 호일 또는 분말의 패킷을 함유하는) 호일 팩으로 구성된다. 이러한 재료는 항공기 엔진에 의해 방사된 적외선 플룸(plume)보다 더 유인하거나, 또는 미사일이 의도하는 목표에 빗나가도록 충분하게 유인하는 적외선 신호를 디코이 뒤편에서 발생시킬 것이다. IR 디코이가 발사된다는 사실은 디코이가 (미사일 탐색기의 시계 내에서 항공기와 동일한 형태로 비행하면서) 운동학적으로 정확할 것이라는 것을 보장하고, 자연 발화 재료가 (변화하고 제어 가능한 비율로 분배되어) 측정될 것이기 때문에 이의 복사 세기는 발사하는 항공기의 엔진의 복사 세기와 부합될 것이다. 또한, 선택된 자연 발화 재료의 연소 특성은 탄화수소계 제트 연료의 연소 특성과 부합한다. 따라서, 발사된 IR 디코이는 또한 모선의 엔진의 스펙트럼과 일치하는 스펙트럼을 갖는 플룸을 방사한다. 디코이의 탄두를 측정하는 디코이의 성능과 디코이의 비교적 큰 섬광 능력은 현재의 IR 유도 미사일에 의해 사용되는 어떠한 온도 식별도 효과적으로 피하는 긴 사용 수명을 제공하는 것과 관련된다
본 발명에 따른 디코이의 일 실시예는 원통형 실린더를 포함한다. 상기 하우징은 유인선(towline)이 부착된 영역에서 함께 연결된 2개의 독립적인 부분으로 구성된다. 전방 부분은 탄두 분배 기구에 대한 동기원으로서 작용하는 전자 장치와 모터를 포함한다. 후방 부분은 탄두 분배 기구와 용접 밀봉된 패키지 내의 자연 발화 재료를 포함한다. 후방 부분의 후방 단부에는 안정화 핀(stabilizing fin)이 장착된다.
디코이를 2개의 주요 부분으로 분리함으로써, 탄두 부분이 연료 또는 탄약에 따라 통상 요구되는 특별한 취급 및 처리를 받는 위험 재료를 포함한다는 사실에 대한 인식을 제공하는 제조 접근 방법을 가능하게 한다. 2개의 부분은 독립적으로 제조 및 시험될 수 있고, 그리고 나서 장기간 저장을 위해 캡슐화되기 전에 결합된다. 전방 부분은 다수의 회로 카드, 유인선 부착 기구 및 전기 스테핑 모터를 장착하기 위한 구조를 포함한다. 또한, 디코이 중력 중심/압력 중심을 조절하여 공기 역학적 안정성을 보장하는 밸러스트를 포함한다. 밸러스트는 또한 후방 (탄두) 부분을 고정하기 위한 구조적 강성과 부착 지점을 제공한다.
전력은 항공기에 장착된 발사 제어기 내에 포함된 전원으로부터 디코이로의 적절한 전기적인 연결을 통해 유인선 하방으로 전달된다. 이러한 전력은 디코이를 작동시키도록 필요한 3개의 별개의 전압을 제공하도록 회로 카드 내에서 조절된다. 회로 카드는 통신, 모터 제어 및 전력 조절 기능을 수행한다. 특히, 모뎀은 항공기와 디코이 간의 통신 인터페이스를 제공한다. 이러한 양방향 통신은 탄두 분배 시작/정지를 제어하고 자연 발화 재료를 위한 비율을 분배하기 위해 항공기로부터 디코이로, 그리고 디코이 상태를 교체하기 위해 디코이로부터 항공기로의 명령과 관련된다. 모터는 탄두 분배 기구를 위한 동기원을 제공한다. 이러한 모터는 "블라인드-결합" 커넥터를 통해 디코이의 후방 부분 내의 나사 샤프트에 해제 가능하게 연결된다. 모터 제어기 회로 기판은 모터 작동(예컨대, 회전 속도)의 인자를 설정하고, 모터의 방향 명령을 제공한다. 전력 조절은 모터, 모터 제어기 및 모뎀에 적절한 전압을 제공하는 전력 조절 회로에 의해 제공된다.
후방 (탄두) 부분은 전술된 나사 샤프트 상에 적재되는 비회전 피스톤을 포함한다. 나사 샤프트는 전개에 앞서 디코이 내의 탄두를 밀봉하는 스핀 오프 단부 캡(spin-off end cap)에서 종료하는 탄두 부분의 길이로 연장한다. 탄두는 나사 샤프트 상에서 소정 하중으로 장착된 자연 발화 재료인 대략 6,000 내지 7,000개의 디스크/호일로 구성된다. 상기 하중은 탄두가 압축 목적 고형화를 목적으로 작용하는 것을 허용하고, 따라서 재료의 정확한 측정을 가능하게 한다. 또한, 상기 하중은 각각의 호일이 탄두 부분의 후방으로부터 "튀어 오르게" 하여, 재료의 분배를 용이하게 한다. 명령에 의해, 전기 모터는 단부 캡이 회전하고 피스톤이 전방의 자연 발화 호일을 가압하면서 나사 샤프트를 하방으로 적재하도록, 나사 샤프트를 회전시킨다. 모터가 회전하는 비율은 호일이 분배되고 이어서 IR 신호의 세기를 조절하는 비율을 결정한다. 단위 시간동안 분배하는 재료의 유닛이 증가할수록, 발생된 복사 세기는 증가한다. 분배율(및 이에 따른 모터 속도)은 공격하는 IR 미사일이 모선을 빗나가도록 하는데 필요한 IR 신호를 발생시키도록 계산된다. 요구 모터 속도는 항공기에 장착된 발사 제어기의 메모리에 프로그램되고, 이어서 디코이의 모터 제어기로 전달된다. 이러한 제어 성능은 디코이가 IRCCM 세기 식별을 피하고, 또한 먼저 사용되도록 적당한 연소 시간을 제공한다.
전술된 이점 이외에, 본 발명의 다른 목적 및 장점들은 첨부된 도면과 관련하여 취해진 이하의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.
도면의 설명
본 발명의 특정한 특징, 태양 및 장점들은 이하의 설명, 청구의 범위 및 첨부 도면과 관련하여 가장 잘 이해될 것이다.
도1은 발사 본체의 2부분을 도시하는, 본 발명에 따라 구성된 디코이를 도시한다.
도2는 본 발명을 실시하는 주요 구성 요소의 블록선도이다.
도3은 본 발명의 유인 디코이의 존재에 기인하여 미사일 탐색기에 의해 계산된 IR 중심의 이동을 도시한다.
도4는 세기가 높고 낮은 스파이크(spike)를 수반하는 IR 조절 패턴을 도시한다.
도5는 대기 주기 이전의 세기가 높고 낮은 스파이크를 수반하는 다른 IR 변조 패턴을 도시한다.
양호한 실시예의 상세한 설명
본 발명의 양호한 실시예의 이하의 설명에서, 참조 부호는 본 발명의 일부를 형성하고 본 발명을 실시할 수 있는 특정 실시예의 설명에 의해 도시된 첨부 도면에 대해 만들어진다. 다른 실시예가 사용될 수도 있고, 구조적인 변경이 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않고 만들어질 수 있다는 것을 이해하여야 한다.
도1은 현재의 모든 종류의 비화상 IR 미사일을 피할 수 있는 운동학, 스펙트럼, 세기 및 온도 특성을 제공하는 디코이(5)의 전체적인 개략도를 제공한다. 도2는 디코이(5)의 보다 중요한 구성 요소의 일부의 블록선도를 제공한다. 도1 및 도2를 참조하면, 디코이(5)는 2개의 기본 부분, 즉 전방 부분(10)과 후방 부분(20)을 구비한다. 상기 부분들은 별개로 제작되고 나서, 나중에 연결 및 시험될 수 있다. 디코이(5)가 2개의 별개의 부분으로 제작되기 때문에, 연료 또는 탄약에 따라 통상 요구되는 특별한 취급 및 처리를 받는 위험 재료를 포함한 후방 부분(20)이 전방 부분(10)으로부터 별개로 제작 및 저장되는 것을 가능하게 하는 이점을 갖는다. 도1에 도시된 실시예에서, 디코이는 원통형 하우징을 구비하고, 대략 42.42 ㎝(16.7 in)의 길이와 6.1 ㎝(2.4 in)의 직경을 갖는다. 일반적으로, 전방 부분은 탄두 분배 기구의 동기원으로서 작동하는 전자 장치와 모터를 포함한다. 특히, 전방 부분(10)은 유인선(12)과 전기 상호 연결부(13)를 부착하기 위한 유인선 부착부(11)를 포함한다. 전기 상호 연결부(13)는 전력을 전달하고 항공기에 장착된 모선(30)으로부터의 유인선(12)을 따라 배치된 적절한 전기 연결을 통해 디코이에 장착된 통신 모뎀(15), 모터 제어기(16) 및 전력 조절 회로(17)와 통신한다. 모선(30)과 디코이 사이의 통신은 양방향이다. 후방 부분(20) 내의 자연 발화 재료(25)를 통한 분배 시작 및 정지와 분배 비율과 관련된 명령은 모선(30)으로부터 디코이로 보내진다. 디코이(5)는 디코이 상태 정보를 모선(30)으로 전달한다. 모터 제어기(16)는 모터 작동을 위한 설정을 수립하고 모터(18)를 작동시킨다. 모터 샤프트(18a)는 디코이의 후방 부분(20) 상의 커플링(26)에 연결된 블라인드 결합 커넥터(19)를 구비한다. 모터(18)는 바람직하게는 전기 스테핑 모터이다. 또한, 전방 부분(10)은 디코이의 중력 중심과 압력 중심을 제어함으로써 공기 역학적 안정성을 보장하는 (도시 안된) 밸러스트를 포함한다. 밸러스트는 또한 후방 부분을 고정하기 위한 구조적 강성과 부착 지점을 제공한다. (도1의 밸러스트의 위치/형상의 설명이 필요함)
일반적으로, 후방 부분(20)은 탄두 분배 기구와 밀폐식으로 밀봉된 패키지 내의 자연 발화 재료의 탄두를 포함한다. 특히, 후방 부분(20)은 비회전 피스톤(21), 나사 샤프트(23), "스핀 오프" 단부 캡(24) 및 자연 발화 재료의 수천개의 호일 또는 패킷을 포함한다. 또한, 후방 부분(20)에 장착된 4개의 동일한 공간으로 펼쳐져 직립한 안정화 핀(29)이 있다. 이러한 핀(29)들은 디코이가 전개된 때 제위치로 펼쳐진다. 피스톤(21)은 회전 방지 기구에 의해 나사(23) 상에서의 회전이 방지된다. 상기 회전 방지 기구는 어떠한 적절한 설계도 가능하다. 그러나, 휠-안정기 형상이 바람직하다. 이러한 양호한 형상에서, 피스톤의 외부 표면에 합체된 회전 휠의 일부분으로 연장하는 후방 부분(20)의 내부 표면 상에서 종방향으로 배향된 슬롯이 있다. 휠은 피스톤의 본체 내의 슬롯 내에 고정되고, 휠의 일부분이 피스톤의 표면을 지나 연장하고 슬롯 내에서 회전할 수 있다. 피스톤(21)이 전방으로 구동됨에 따라 휠은 슬롯을 통해 이동함에 따라 회전되고, 이로써 후방 하우징 내의 피스톤의 감김을 방지한다. 그러나, 휠의 측면들과 슬롯의 벽들 사이의 접촉은 후방 본체 내에서 피스톤이 회전하는 것을 방지한다.
나사 샤프트(23)는 바람직하게는 극점 나사이고, 단부 캡(24)에서 종료하는 탄두 부분의 길이로 연장한다. 이러한 실시예에서, 호일(25)은 도넛형이고 나사(23) 상에 장착된다. 호일은 바람직하게는 1.5 내지 2.0 mil 두께이고, 바람직하게는 자연 발화 재료인 6,000 내지 7,000개의 디스크/호일이 사용된다. 또한, 자연 발화 분말의 패킷이 단독으로 또는 호일(25)과 함께 사용될 수 있다.
명령에 의해, 전기 모터(18)는 극점 나사(23)를 회전시켜, 단부 캡(24)이 스핀 오프되고 피스톤(21)이 전방의 자연 발화 호일(25)을 가압하면서 나사(23)를 하방으로 적재한다. 각각의 호일 및/또는 분말 패킷은, 예를 들면 마일라(mylar) 또는 다른 플라스틱 재료로부터 제작되도록 사용되는 밀폐식으로 밀봉된다. 패킷이 디코이의 후방으로부터 가압됨에 따라, 이들은 후방 부분의 후방에 위치된 예리한 돌출부에 의해 절단되어 개방된다. 자연 발화 재료(25)는 공기에 노출된 때 연소 또는 성장하여 IR 복사를 방사한다. 자연 발화 재료의 패킷은 후방 부분(20) 내에서 종방향으로 함께 패킷을 압축하는 하중으로 나사(23) 상에 장착된다. 압축된 패킷은 피스톤(21)에 의해 후방으로 가압된 때 고형화 목적으로 작용한다. 결과적으로, 후방 부분(20)의 후방 단부에서 패킷은, 피스톤(21)이 피스톤의 속도에 의해 단독으로 지시된 소정 비율로 분배되고 이동할 때, 즉시 분배하기 시작한다. 이는 재료의 정확한 측정을 보장한다. 또한, 하중은 각각의 호일이 탄두 부분의 후방으로부터 "튀어 오르게" 하고, 이로써 재료의 분배를 용이하게 한다.
제동 기구는 유인선(12)을 유지하는 항공기 상의 방사 라인 릴(reel) 내에 포함된다. 제동 기구는 디코이가 디코이 전개 기구가 수용되는 항공기 상에서 항공기의 종류와 위치에 무관하게 모선(30)에 대해 별개의 위치에서 발사되도록 한다. 디코이가 항공기 뒤편에서 위치되는 거리는 항공기의 배출 플룸과 디코이의 섬광 모두가 미사일 공격시에 미사일 탐색기의 시계에 있기 위해 디코이가 모선의 배출 플룸 부근에 있도록 충분히 가깝게 선택된다. 그러나, 상기 거리는 또한 디코이가 항공기의 상부 구조물을 가리지 않고 공격하는 IR 미사일을 위한 효과적인 유인을 제공할 수 있도록 충분하게 멀어야 한다. 이는 제동 기구와 유인선 릴은 전술된 레이더 디코이 시스템을 위해 사용되는 것과 기본적으로 동일하고, 따라서 상세 사항은 제공되지 않을 것이다.
전력은 항공기에 장착된 발사 제어기(31) 상에 포함된 전력 공급원(32)으로부터 디코이(5)로 유인선(12) 하방으로 전달된다. 시험된 실시예에서, 350V의 전원이 사용되었다. 전원(32)으로부터 공급된 전력은 디코이와 전자 구성 요소를 작동하기 위해 필요한 3개의 별개의 전압을 제공하도록 디코이 내에서 전력 조절 회로(17)에 의해 추가로 조절된다(시험된 실시예에 사용된 3개의 별개의 전압은?).
본 발명을 실시하는 디코이는 다양한 항공기 엔진의 적외선 플룸 신호를 복제할 수 있도록 전자식으로 형성될 수 있다. 이는 동일한 디코이가 스테라디안(steradian) 당 대략 300 내지 3000 와트 범위를 나타내는 플룸 신호를 갖는 다수의 전술 및 전투 지원 항공기에 사용되는 것을 허용한다. 이러한 세기 범위는 유인선(12) 하방의 모선(30)에 장착된 발사 제어기(31)로부터 디코이로 전송되고, 그 후 디코이에 장착된 모뎀(15)을 통해 모터 제어 회로(16)로 전송되는 재료 분배 명령을 통해 달성된다. 명령은 모터 제어기(16)가 항공기 IR 신호와 부합하는 디코이 IR 신호를 달성하기 충분한 비율로 탄두 분배를 제어하도록 지시한다. 특히, 모터(18)가 회전하는 비율은 이어서 피스톤 속도의 변화를 감지하고 호일이 대기로 분배되는 비율을 결정한다(따라서 IR 신호의 세기를 결정한다). 단위 시간당 분배되는 재료 유닛이 증가할수록 발생하는 IR 세기는 증가한다. 특정한 항공기의 IR 신호를 모방하도록 요구되는 분배 비율은 현재 공지된 방법을 사용함으로써 용이하게 결정될 수 있다는 것에 주목해야 한다. 그러므로, 특정 항공기와 관련된 분배 비율의 상세한 열거는 본 명세서에 제공되지 않을 것이다.
현재 생산되는 비화상 IR 위협 미사일을 모델링 및 분석하여, 미국 군용 항공기로부터 전개된 항공기 발사 섬광 디코이의 배열에 대항하는 것은 이러한 위협 미사일에 효과적으로 대항하도록 요구되는 키이 요소의 더욱 포괄적인 이해를 가져온다. 키이 요소는 실제 (항공기) 목표와 디코이 (섬광) 목표 사이를 식별하도록 IR 유도 미사일에 의해 사용된 방법들과 직접적으로 관련된다. 특히, 현재의 비화상 IR 유도 미사일은 IR 방사 섬광의 전개에 의해 유인되는 것을 방지하도록 운동학, 스펙트럼, 복사 세기, 및 온도를 식별한다. 이러한 식별과 본 발명의 양호한 실시예가 이러한 식별을 극복하는 수단이 이하에 설명될 것이다.
1.0 운동학
디코이가 효과적이도록, 섬광은 모선과 운동학적으로 동일해야 한다. 이상적으로는, 디코이는 보호하는 항공기의 이동에 뒤따라야 한다. 디코이는 공격하는 미사일의 시계로부터 벗어나서 하강하는 것이 허용될 수 없고, 그렇지 않다면 공격하는 미사일을 우회시키는 능력을 상실할 것이다. 디코이를 발사하는 것은 이를 달성하기 위한 하나의 방법(그리고 최상의 방법)이다. 모선과 운동학적으로 동일함을 나타내는 발사된 IR 디코이의 성능은 항공기가 하강할 때 특히 유용하다. 군용 항공기는 통상 어떠한 미사일의 위협에 의해서도 이를 수 없는 매우 높은 고도에서 비행한다. 그리고 나서 항공기는 목표로 하강하고, 공격후 높은 고도까지 되돌아간다. IR 섬광은 항공기가 매우 높은 속도로 하강할 때 너무 빨리 떨어지고, 본 발명의 발사 IR 디코이와 비교할 때 거의 보호를 제공하지 못한다.
2.0 스펙트럼
디코이의 효율을 위하여, 섬광은 대략 항공기의 배출 플룸에 의해 나타나는 것과 동일한 IR 스펙트럼 특성을 나타내어야 한다. 이는 IR 스펙트럼 내에서 소정의 파장의 존재 또는 부재를 비교 또는 관측함으로써 공격하는 IR 미사일이 실제 (항공기)와 디코이 (섬광) 목표 사이의 식별하는 것을 배제시키기 위해 필요하다. 이를 달성하기 위한 최적의 방법은 제트 탄화수소계 제트 항공기 연료와 대략 동일한 스펙트럼을 나타내며 연소하는 전술된 자연 발화 섬광 재료를 사용하는 것이다.
3.0 복사 세기
디코이의 효율을 위하여, 섬광은 보호해야 할 각종 군용 항공기의 엔진에 의해 나타나는 복사 세기 수준을 달성할 수 있어야 한다. 분명하게는, 이러한 전투기와 전투 지원 항공기의 엔진이 넓은 범위의 IR 방사를 발생하기 때문에, IR 디코이의 섬광은 이러한 세기 범위의 2배가 가능하여야 한다.
일부 IR 유도 미사일은 미사일 탐색기의 시계에서 존재하는 IR 방사의 중심을 계산함으로써 목표 항공기의 위치를 계산한다. 이러한 탐색기는 그 후 중심으로부터 위치될 가능성이 높은 실제 항공기의 위치까지의 거리를 계산한다. 예컨대, 도3에 도시된 바와 같이, 모선의 엔진 플룸(50)은 정상적으로는 C1에서 IR 세기 중심을 갖는 것으로서 미사일 탐색기에 의해 감지될 수 있고, 플룸의 중심이 항공기로부터 있는 거리(d1)를 계산한다. 그러나, 유인되는 디코이(5)와 미사일 탐색기의 시계에서 거리(d2)에서 IR 세기 중심(C2)을 더하여, 미사일 탐색기는 항공기 뒤편에서 소정 거리(dt)에서 C1및 C2사이의 IR 중심(Ct)을 계산할 것이다. 결과적으로, 미사일 탐색기는 항공기의 위치를 잘못 계산할 것이다. 그러므로, 본 발명의 유인되는 디코이는 미사일 탐색기의 시계에 있도록 충분하게 근접한 거리에 위치되지만, 또한 미사일이 목표 항공기를 빗나가도록 미사일 탐색기와 적외선 중심 계산의 충분한 오류를 발생시키도록 모선의 뒤편에서 충분하게 멀어야 한다. 이러한 미사일에 대항하기 위해서는, 디코이에 의해 발생된 IR 복사 세기 패턴이 변화할 필요가 없고, 따라서 IR 방사 자연 발화 패킷은 안정한 비율로 분배될 수 있다. 그러나, 다음에 설명되는 바와 같이 세기를 변화시키는 것의 장점이 있다.
디코이에 의해 방사된 IR 방사의 세기는 변화시키는 것은 전술된 단지 중심 배치를 계산하는 것보다 일부 미사일이 채용하는 세기 식별을 탐색기가 잘못 인식하도록 사용될 수 있다. 도4에 도시된 하나의 양호한 IR 방사 세기 조절 패턴에서, 복사 세기는 항공기의 엔진의 IR 신호보다 다소 높거나 다소 낮게 변화된다. 이는 디코이의 후방으로부터 대기로 자연 발화 탄두(25)를 가압하는 나사(23) 상에서 피스톤(21)의 속도를 변화시킴으로써 달성된다. 일부의 현재 생산되는 IR 미사일들은 하나의 동기원이 감지된 때보다 밝은 IR 공급원(또는 약한 겨우)을 거부함으로써 IR 섬광 대응책에 대항하게 한다. 이는 추가의 공급원 또는 공급원들이 IR 방사 섬광의 존재를 나타낸다는 가정하에 이루어진다. 전술된 조절된 IR 방사 세기 패턴은 항공기로부터 적어도 멀리 또는 디코이로 미사일을 유도함으로써 이러한 세기 식별 미사일을 잘못 감지하기 쉽다. 미사일이 더욱 밝은 IR 공급원을 거부하는 종류라면, 항공기의 배출 플룸의 세기보다 낮은 방사 세기를 갖는 반복되는 IR 방사는 미사일을 항공기로부터 디코이를 향해 빗나가게 한다. 그러나, 미사일이 더욱 밝은 IR 공급원을 관측하는 종류라면, 항공기의 배출 플룸의 IR 방사를 초과하는 조절된 IR 방사 세기 패턴의 일부분은 미사일을 유인하고 항공기를 피해갈 것이다. 그러므로, "높고 낮은" 세기 패턴은 채용된 CCM의 종류와 무관하게 미사일을 피할 것이다.
항공기 배출 플룸과 비교하여 낮은 에너지 스파이크를 나타내고, 이후에 항공기의 배출 플룸과 비교하여 높은 에너지 스파이크를 나타내는(도3에 도시됨) 전술된 IR 복사 세기 패턴은 또한 IRCCM으로서 중심 배치를 채용하는 IR 유도 미사일을 잘못 감지할 것이다. 필수적으로, 패턴은 미사일의 중심 계산이 단지 지속적인 세기 패턴이 채용된다면, 후방으로 빗나가게 한다. 이는 공격하는 미사일이 목표를 빗나가도록 하는 목표 항공기의 위치를 잘못 계산하는 결과를 가져올 것이다.
또한, 중심 배치는 채용한 일부 미사일들은 높은 세기의 IR 스파이크가 IR 방사 섬광인 가정하에서 감지된 때, 미사일이 일시적으로 목표를 추적하는 것을 중지함으로써 특징을 부가하는 IRCCM으로서 계획된다. 일시적으로 탐색 모드에서 벗어나면서, 미사일은 감지된 위치에서 유지되면서 항공기를 위한 돌출된 위치를 향해 조정한다. 미사일이 몇초후에 IR 추적을 개시한 때, 섬광이 미사일 탐색기의 시계에서 하강하고, 단지 항공기가 유지될 것이라고 믿어진다. 디코이 IR 세기 조절 패턴과 연관된 항공기 엔진의 IR 방사를 초과하는 세기의 스파이크는 전술된 미사일의 IR 추적 중지 모드를 시작시킬 것이다. 그러나, 미사일이 추적을 재개하고 항공기 단독이라는 가정을 다시 얻은 때, 항공기는 디코이와 함께 정확하게 측정될 것이다. 이러한 시나리오는 미사일이 IR 복사 범위에 관련하여 항공기의 위치를 잘못 계산하게 하거나, 미사일이 정확하게 항공기를 명중시키는 것을 쉽지 않게 하는 IR 탐색 기능을 계속 중지시키도록 할 것이다.
탐색기의 시계 내에서 IR 중심을 계산하는 미사일 탐색기의 IR 중심 계산을 추가로 빗나가게 하기 위하여, 유인되는 디코이는 큰 IR 복사 세기 스파이크(항공기의 배출 플룸보다 높음), 낮은 IR 복사 세기 스파이크(상기 플룸보다 낮음)를 야기하고, 그 후 도5에 도시된 바와 같이 (고 스파이크, 저 스파이크, 대기 시간) 주기를 반복하기 전에 짧은 시간동안 대기하는 방식으로 자연 발화 재료를 분배할 수 있다. 이러한 IR 복사 세기 패턴은 미사일 탐색기가 고 스파이크, 저 스파이크 조합 후에 대기하기 때문에, 전술된 교번하는 고 스파이크, 저 스파이크 조합보다 항공기 뒤편에서 먼 거리로 연장하는 일련의 섬광 세기를 계산하는 중심을 추가로 빗나가게 할 것이다. 그러므로, 이러한 패턴은 전술된 CCM계의 모든 IR 복사 세기를 피할 것이다.
4.0 온도
효율을 위하여, 디코이는 일부 IR 유도 미사일에 의해 채용된 온도계 IRCCM들을 극복할 수 있어야 한다. 필수적으로, 이러한 미사일들은 항공기의 배출 플룸과 연관된 비교적 연속적인 IR 방사 수준과 IR 방사 섬광과 연관된 신속하게 감소하는 IR 방사를 구별할 수 있는 능력을 갖는다. 본 발명의 유인되는 디코이는, 일단 작동하면 자연 발화 재료 패킷이 (현재의 항공기 발사 섬광 시스템에 비해) 비교적 장시간에 걸쳐 연속적으로 분배될 수 있고, 이로써 요구되는 IR 방사 수준을 유지하기 때문에 IR 유도 미사일의 온도 식별을 피할 수 있다. 제어된 비율로 소정 시간에 IR 방사 섬광을 분배하는 디코이의 능력은 비교적 긴 수명 시간, 즉 수십초 정도를 제공한다. 또한, 디코이가 손상을 받거나 파괴되거나 단순히 이의 자연 발화 재료를 모두 사용한다면, 자동으로 거의 순간적으로 교체될 것이다. 예를 들면, 통신이 항공기와 디코이 사이에서 중단된다면, 이러한 사고는 작동자의 선택 사항으로, 다른 디코이를 전개하도록 자동 신호로서 사용된다. 이는 IR 미사일로부터 거의 연속적인 보호를 제공하고, 유인되는 디코이가 항공기가 IR 유도 미사일로부터 공격을 받을 여지가 있는 경우라도 이를 전개함으로써 먼저 사용될 수 있다. IR 방사 섬광은 디코이로부터 분배되고, 디코이는 항공기가 위협 지역에 남아있는 한 연속적으로 교체될 것이다. 디코이의 긴 수명은 또한 항공기가 미사일 공격을 성공적으로 피하고, 이로써 잠재적인 미래의 미사일 위협을 위해 섬광 재료를 보존하는 경우, 섬광 재료의 분배를 중지하는 능력에 의해 강화된다. 마지막으로, 채용된 경우, 전술된 "고-저-대기" IR 방사 패턴은 유인되는 디코이가 긴 시간동안 존속할 수 있도록 섬광 재료를 보존하는 것을 허용한다.
요약하면, 전술된 설명은 현재 생산되는 비화상 IR 유도 미사일에 의해 채용된 키이 운동학, 스펙트럼, 세기 및 온도 IRCCM들을 극복하고, 이러한 위협에 대해 항공기의 생존 가능성을 상당히 증가시키는 본 발명에 따른 독특한 발사된 IR 디코이를 나타내었다.
본 발명은 본 발명의 양호한 실시예와 특정하게 연관하여 상세히 설명되었지만, 본 발명의 정신 및 범위를 벗어나지 않고 변경과 수정이 만들어질 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 예를 들면, 다른 탄두가 항공기 IR 신호를 모의 실험하도록 사용될 수 있다. 다른 두께 및 다른 개수의 자연 발화 호일이 사용될 수 있다. 예를 들면, 호일은 개별적으로 또는 호일의 그룹으로 패키지될 수 있다. 이러한 패키지로 만드는 것은 하나의 패키지 내에 포함된 많거나 적은 수의 호일을 갖음으로써 디코이로부터 전개되는 재료의 IR 세기를 변화시키는 다른 방법을 제공한다. 자연 발화 분말 또한 단독으로 또는 호일들과 조합되어 사용될 수 있다. 본 발명의 디코이는 서로 다른 크기와 형상일 수 있다. 예를 들면, 발사된 IR 디코이는 장방형과 같은 비원형 단면으로 제작될 수 있다. 이러한 장방형 단면, 또는 비원형인 어떠한 형상도 원형 단면을 갖는 디코이에 채용되는 휠 안정기 또는 비회전 기구에 대한 필요를 제거할 것이다. 디코이의 발사 본체는 2개의 부분 이상으로 만들어질 수 있고, 또는 이와 달리 단일 집적 신호의 형태를 취할 수 있다.

Claims (32)

  1. 항공기에 대한 적외선(IR) 유도 미사일 공격을 피하기 위한 장치에 있어서,
    IR 방사 섬광을 분배할 수 있고 항공기의 뒤편에서 유인되는 디코이를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  2. 제1항에 있어서, 항공기의 배출 플룸으로부터의 IR 방사 및 유인되는 디코이로부터 분배된 적어도 일부의 섬광의 IR 방사 모두가 IR 유도 미사일의 탐색기의 시계에 있는 상태에서 항공기의 배출 플룸에 충분히 가깝게 있지만, 미사일 탐색기가 항공기의 위치를 잘못 계산하도록 항공기의 배출 플룸 뒤편에서 충분히 멀리 있도록, 디코이가 항공기의 뒤편에서 소정 거리로 유인되는 것을 특징으로 하는 장치.
  3. 제1항에 있어서, IR 유도 미사일은 대기 중을 이동하는 항공기와 일단 항공기로부터 전개되면 항공기로부터 방사되어 나가는 IR 방사 섬광을 식별하도록 설계된 운동학적 대항 대응책(CCM)들을 채용하고, 유인되는 디코이는 항공기의 배출 플룸으로부터의 IR 방사와 유인되는 디코이로부터 분배된 적어도 일부의 섬광의 IR 방사 모두가 IR 유도 미사일의 탐색기의 시계에 있는 것을 보장하도록 항공기 뒤편의 소정 거리에서 연속적으로 분배되는 IR 방사 섬광에 의해 운동학적 CCM들을 피하고, 이로써 미사일이 항공기의 배출 플룸과 섬광을 구별하는 것을 방지하는 것을 특징으로 하는 장치.
  4. 제1항에 있어서, IR 미사일은 항공기의 배출 플룸의 IR 스펙트럼과 IR 방사 섬광의 IR 스펙트럼을 식별하도록 설계된 스펙트럼 CCM을 채용하고, 대기에 노출된 때 항공기의 배출 플룸에 의해 방사된 IR 스펙트럼과 유사한 IR 스펙트럼을 방사하는 자연 발화 섬광 재료를 포함하는 IR 방사 섬광을 채용함으로써 스펙트럼 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 장치.
  5. 제1항에 있어서, IR 유도 미사일은 항공기의 배출 플룸으로부터 IR 방사의 복사 세기와 IR 방사 섬광으로부터의 IR 방사의 복사 세기를 식별하도록 설계된 IR 복사 세기 CCM을 채용하고, 디코이가 항공기의 배출 플룸의 IR 에너지 수준으로부터 효과적으로 식별할 수 없는 IR 에너지 수준을 디코이 뒤편에서 발생하는 비율로 IR 방사 섬광을 분배하도록 함으로써 IR 복사 세기 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 장치.
  6. 제5항에 있어서, IR 방사 섬광은 항공기의 배출 플룸과 연관된 IR 에너지 수준에 실질적으로 부합하는 IR 에너지 수준을 디코이 뒤편에서 발생시키는 안정한 비율로 분배되는 것을 특징으로 하는 장치.
  7. 제5항에 있어서, IR 방사 섬광은 디코이의 뒤편에서 IR 복사 세기 패턴의 변화를 발생시키는 소정 비율로 분배되고, 상기 패턴은 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 하나가 항공기 배출 플룸보다 높고 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 다른 하나가 항공기의 배출 플룸보다 낮은, 적어도 2개의 IR 복사 세기 스파이크의 반복 순서를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  8. 제5항에 있어서, IR 방사 섬광은 디코이의 뒤편에서 IR 복사 세기 패턴의 변화를 발생시키는 소정 비율로 분배되고, 상기 패턴은 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 하나가 항공기의 배출 플룸보다 높고 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 다른 하나가 항공기의 배출 플룸보다 낮은, 분배되는 섬광이 없는 시간 이후의 적어도 2개의 IR 복사 세기 스파이크의 반복되는 순서를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  9. 제1항에 있어서, IR 유도 미사일은 항공기 배출 플룸과 연관된 연속 IR 방사와 IR 유도 미사일에 의해 감지되는 항공기 방사 IR 방사 섬광과 연관된 신속히 감소하는 IR 방사를 식별하도록 설계된 온도 CCM을 채용하고, 디코이의 섬광과 연관된 평균 IR 방사가 시간의 경과에 따라 세기가 감소하는 것을 방지하는 소정 비율로 디코이로부터 IR 섬광을 분해하고 항공기 발사 섬광의 분배에 비해 긴 시간동안 디코이로부터 섬광을 분배함으로써 온도 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 장치.
  10. 제1항에 있어서, 발사된 IR 디코이는 전방 및 후방 부분을 구비하고,
    상기 전방 부분은,
    하우징과,
    항공기로부터 유인선을 부착하기 위해 하우징에 연결된 유인선 부착부와,
    하우징 내에 배치된 모터와,
    하우징 내에 배치되고 모터에 연결되며, 모터의 속도를 제어할 수 있는 모터 제어기와,
    상기 하우징 내에 배치되고 모터 제어기에 연결되며, 항공기로부터 통신을 수용하고 모터 제어기에 대해 상기 통신을 통과시킬 수 있는 통신 모뎀, 및
    통신 모뎀에 연결되고, 항공기로부터의 통신을 전송할 수 있고 항공기로부터 디코이로의 유인선을 추종하는 전기 케이블과 결합 가능한 전기 연결부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  11. 제10항에 있어서, 항공기로부터의 통신은 모터가 시간의 경과에 따라 작동되는 속도를 감지하는 모터 제어 지시를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  12. 제10항에 있어서, 통신 모뎀은 항공기의 디코이로부터 디코이의 상태에 관한 정보를 포함하는 통신을 추가로 전송할 수 있는 것을 특징으로 하는 장치.
  13. 제12항에 있어서, 설정된 시간동안 디코이로부터 전송된 상태 정보가 없는 경우에는 디코이의 신속한 교환이 요구되는 디코이의 고장으로서 해석되는 것을 특징으로 하는 장치.
  14. 제10항에 있어서, 상기 후방 부분은,
    전방 및 후방 단부를 구비한 하우징과,
    자연 발화 재료의 복수개의 패킷을 포함하는 하우징 내에 배치된 탄두와,
    설정된 비율로 하우징의 후방 단부로부터 자연 발화 재료의 패킷을 분배할 수 있는 탄두 분배 기구
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  15. 제14항에 있어서, 자연 발화 재료의 각각의 패킷은 밀폐식으로 밀봉되고, 후방 부분은 하우징의 후방 단부에 배치된 절단 장치를 추가로 포함하고, 상기 절단 장치는 하우징의 후방 단부로부터 분배되는 것과 같이 자연 발화 재료의 각각의 패킷을 절단하여 개방될 수 있고, 이로써 자연 발화 재료를 대기에 노출시켜 IR 복사를 방사하는 것을 특징으로 하는 장치.
  16. 제14항에 있어서, 자연 발화 재료의 각각의 패킷은 1.5 내지 2.0 밀(mil) 두께와 적어도 약 6000개의 패킷이 후방 부분 하우징 내에 배치된 것을 특징으로 하는 장치.
  17. 제14항에 있어서, 각각의 패킷은 (i) 분말화된 자연 발화 재료로 덮인 호일과 (ii) 분말화된 자연 발화 재료 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  18. 제15항에 있어서, 각각의 패킷은 분말화된 자연 발화 재료로 덮인 적어도 하나의 호일을 포함하고, 일단 절단되어 개방된 후 대기에 노출된 각각의 패킷 내에 포함된 호일의 개수는 패킷으로부터 방사되는 IR 복사의 세기를 결정하며, 각각의 패키지 내에 포함된 호일의 개수와 패킷이 후방 부분 내에 위치되는 순서는 디코이 뒤편에서 요구되는 IR 방사 패턴을 제공하도록 선택되는 것을 특징으로 하는 장치.
  19. 제14항에 있어서, 탄두 분배 기구는,
    상기 하우징 내에 종방향으로 장착되고, 종방향 축에 대해 회전할 수 있는 나사가 형성된 나사 샤프트와,
    하우징의 후방 단부를 감싸고, 나사 샤프트가 제1 방향으로 회전하는 경우에도 하우징의 후방 단부로부터 분리되고 멀리 떨어져나가도록 나사 샤프트의 후방 단부에 대응하는 단부 캡과,
    하우징의 후방 부분 내에 배치되고, 나사 샤프트에 나사식으로 결합된 나사 형성 중앙 채널과 후방 하우징에 대해 회전하는 것을 방지할 수 있는 회전 방지 기구를 포함하며, 나사 샤프트가 제1 방향으로 회전하는 경우에도 후방으로 이동하는 피스톤을 포함하고,
    상기 자연 발화 재료의 패킷은 나사 샤프트가 제1 방향으로 회전할 때마다 패킷을 하우징의 후방 단부로부터 하나씩 분배하기 위해 피스톤이 패킷을 후방으로 가압하도록 피스톤의 나사 샤프트 후방 상에 장착된 것을 특징으로 하는 장치.
  20. 제19항에 있어서, 자연 발화 재료의 패킷은 나사 샤프트가 상기 제1 방향으로 회전할 때마다 어떠한 부가적인 압축도 방지하고 하우징 내에 배치된 패킷의 수를 최대화하도록 하우징의 종방향으로 함께 압축되는 것을 특징으로 하는 장치.
  21. 제14항에 있어서, 전방 부분의 모터는 후방 부분의 나사 샤프트의 전방 단부와 해제 가능하게 결합하는 출력 커넥터를 구비하여, 모터가 작동될 때마다 상기 제1 방향으로 나사 샤프트를 회전시키는 것을 특징으로 하는 장치.
  22. 제21항에 있어서, 모터가 모터 제어기에 의해 작동되는 속도는 나사 샤프트의 회전 속도를 나타내어, 피스톤이 후방으로 이동하는 속도를 제어하여서 자연 발화 재료의 패킷이 유인되는 디코이로부터 분배되는 속도를 제어하며, 상기 분배 비율이 디코이 뒤편에서의 IR 방사 수준을 지시하는 것을 특징으로 하는 장치.
  23. 제22항에 있어서, 모터 제어기는 시간의 경과에 따라 속도를 변화시켜 디코이 뒤편에서의 IR 방사 수준을 조절하도록 모터 속도 지시를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  24. 항공기에 대한 적외선(IR) 유도 미사일 공격을 피하기 위한 방법에 있어서,
    항공기 뒤편에서 IR 분배 디코이를 유인하는 단계와,
    항공기를 목표로 하는 IR 유도 미사일이 항공기를 빗나가도록 유인되는 디코이로부터 IR 섬광을 분배하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  25. 제24항에 있어서, 유인 단계는 항공기의 배출 플룸으로부터의 IR 방사와 유인되는 디코이로부터 분배된 적어도 일부의 섬광의 IR 방사 모두가 IR 유도 미사일의 탐색기의 시계에 있도록 항공기의 배출 플룸에 충분히 가깝지만, 미사일 탐색기가 항공기의 위치를 잘못 계산하도록 항공기의 배출 플룸 뒤로 충분하게 멀리 있도록 소정 거리로 항공기의 뒤편에서 디코이를 유인하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  26. 제24항에 있어서, IR 유도 미사일은 대기 중을 이동하는 항공기와 일단 항공기로부터 발사되면 항공기로부터 방사되어 나가는 IR 방사 섬광을 식별하도록 설계된 운동학 대항 대응책(CCM)을 채용하고, 유인되는 디코이는 항공기의 배출 플룸으로부터의 IR 방사와 유인되는 디코이로부터 분배된 적어도 일부의 섬광의 IR 방사 모두가 미사일 탐색기의 시계 있는 것을 보장하는 소정 거리로 항공기의 뒤편에서 IR 방사 섬광을 연속적으로 분배함으로써 운동학적 CCM을 피하고, 이로써 미사일이 항공기의 배출 플룸과 섬광을 식별하는 것을 방지하는 것을 특징으로 하는 방법.
  27. 제24항에 있어서, IR 유도 미사일은 항공기의 배출 플룸의 IR 스펙트럼과 IR 방사 섬광의 IR 스펙트럼을 식별하도록 설계된 스펙트럼 CCM을 채용하고, 대기에 노출된 때 항공기의 배출 플룸에 의해 방사된 스펙트럼과 유사한 IR 스펙트럼을 방사하는 자연 발화 섬광 재료를 채용하는 단계에 의해 스펙트럼 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 방법.
  28. 제24항에 있어서, IR 유도 미사일은 항공기의 배출 플룸으로부터의 IR 방사의 복사 세기와 IR 방사 섬광으로부터의 IR 방사의 복사 세기를 식별하도록 설계된 IR 복사 세기 CCM을 채용하고, 디코이가 항공기의 배출 플룸의 IR 에너지 수준과 효과적으로 구별될 수 없는 디코이의 뒤편의 IR 에너지 수준을 발생하는 소정 비율로 IR 방사 섬광을 분배하도록 하는 단계에 의해 IR 복사 세기 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 방법.
  29. 제28항에 있어서, 분배 단계는 항공기의 배출 플룸과 연관된 IR 에너지와 실질적으로 부합하는 IR 에너지 수준을 디코이의 뒤편에서 발생시키도록 안정한 비율로 IR 방사 섬광을 분배하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  30. 제28항에 있어서, 분배 단계는 디코이의 뒤편에서 IR 복사 세기 패턴의 변화를 발생시키는 소정 비율로 IR 방사 섬광을 분배하는 단계를 포함하고, 상기 패턴은 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 하나가 항공기의 배출 플룸보다 높고 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 다른 하나가 항공기의 배출 플룸보다 낮은, 적어도 2개의 IR 복사 세기 스파이크의 반복되는 순서를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  31. 제28항에 있어서, 분배 단계는 디코이의 뒤편에서 IR 복사 세기 패턴의 변화를 발생시키는 소정 비율로 IR 방사 섬광을 분배하는 단계를 포함하고, 상기 패턴은 분배되는 섬광이 없는 시간에 의해 추종하는 적어도 2개의 IR 복사 세기 스파이크의 반복되는 순서를 포함하고, IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 중 하나가 항공기의 배출 플룸보다 높고 IR 복사 세기에서 적어도 2개의 스파이크들 다른 하나가 항공기의 배출 플룸보다 낮은 것을 특징으로 하는 방법.
  32. 제24항에 있어서, IR 유도 미사일은 항공기의 배출 플룸과 연관된 연속 IR 방사와 IR 유도 미사일에 의해 감지된 항공기 발사 IR 방사 섬광과 연관된 신속하게 감소하는 IR 방사를 구별하도록 설계된 온도 CCM을 채용하고, 디코이 섬광과 연관된 평균 IR 방사를 시간의 경과에 따라 감소하는 것을 방지하고 항공기 발사 섬광의 분배에 비해 긴 시간동안 디코이로부터 섬광을 분배하는 비율로 디코이로부터 IR 방사 섬광을 분배하는 단계에 의해 온도 CCM을 피하는 것을 특징으로 하는 방법.
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