Gun barrel shroud apparatus

【発明の詳細な説明】 銃砲身シュラウド装置 発明の属する技術分野本発明は、一般的に銃砲身の冷却装置に関し、特に、熱い銃砲身を赤外線探知機から隠すための空冷式のシュラウド装置に関する。 発明の背景技術 銃砲身を発砲したときには、弾丸を加速するのに用いられる推進力、及び、弾丸と銃砲身の内面との間の摩擦によって熱が発生する。 熱くなった銃砲身は赤外線を放射し、この赤外線のため赤外線探知機によって銃砲身の位置が探知される。 例えば、敏速な発砲マシンガンは戦闘において攻撃に有利ではあるが、この銃砲身の赤外線サインを実質的に減衰させない限り、敏速な発砲マシンガンは敵側の赤外線探知機の容易なターゲットになってしまう。 熱い銃砲身は赤外線探知機で検知することができるため、従来技術では銃砲身を効率的に冷却する装置を開発する努力をしてきた。 多くの複雑な従来技術によって熱い銃砲身を効率的に冷却しようという試みがなされてきた。 米国特許第2,126,792号で、MacGregorは、圧縮ガスの膨張を活用して、銃砲身から熱伝達を達成するような銃砲身の冷却装置を開示している。 この装置では、内側シリンダ、中間シリンダ、及び外側シリンダが必要であり、さらに、空気膨張チャンバと二酸化炭素のような圧縮ガスとが必要である。 Bolらに与えられた来国特許第4,982,648号では、戦車の銃砲身を冷却するための装置を開示している。 銃砲身自体の外面内側に冷却チャネルを形成して、銃砲身を冷却すべくかかるチャネル内に空気を循環させる。 冷却チャネルは戦闘中における銃砲身の赤外線サインを低減し、さらに、太陽の放射にもとづく変形や過熱からも銃砲身を保護する。 この冷却装置は2,126,792号特許のものほど複雑なデザインではないけれども、この冷却装置は銃砲身にチャネルを内蔵するため、戦車の銃砲身のような分厚い銃砲身を要求する。 この銃砲身の重量は航空機で効率的に使用するには妨げとなるだろう。 しかも、この冷却装置のデザインでは、銃砲身の赤外線サインを実質的に低減するには多量の空気をチャネルに流すことを必要としている。 他の冷却装置も特に航空機用については提案されてきているが、これらの冷却装置は上記特許と同様であり、というのは、それらは銃砲身自体を冷却することに着目し、それによって銃砲身の寿命を伸し、バーストあたりより多くの発砲を容易にする。 例えば、T． De Portらへの米国特許第2,273,839号は航空機で用いる空冷式の銃砲身を開示している。 航空機が前方へ飛行するとき銃砲身の周囲に空気が流れて銃砲身を冷却する。 他の特許、Berlinへの米国特許第2,221,905号も同様な装置を開示している。 いずれの銃砲身冷却装置でも銃砲身の冷却を容易にするために航空機が前方へ飛行していることを必要としている。 従来技術に対する要望は、単純な構造の装置であって、たとえ航空機が前方へ飛行していないときであっても、航空機に搭載された銃砲身の赤外線サインを効率的に低減することができるようなものである。 そのような装置は特にヘリコプターで用いるのに融通がきくであろう。 発明の概要本発明による銃砲身シュラウド装置は、銃砲身を直接冷却することなしに、銃砲身の赤外線サインを著しく低減することができる。 シュラウドは銃砲身の周囲に配するがシュラウドは銃砲身とは接触させないのが好ましい。 シュラウド自体を冷却すべく、シュラウドに空気を循環させるが、シュラウドから空気が排出されるとき、非常に熱い銃砲身は空気によってほとんど冷却されない。 シュラウドは銃砲身と接触していないため、シュラウドは軽量で単純なデザインで製造することができ、発砲の際の銃砲身の後座動作はシュラウドによって補償する必要がない。 銃砲身シュラウド装置は、銃砲身の周囲に取付けるべく適合された第１のシュラウド壁と、第１のシュラウド壁の周囲に取付けるべく適合された第２のシュラウド壁とを備えている。 銃砲身の外面と第１のシュラウド壁との間には第１の空気チャンバが形成されており、第１のシュラウド壁と第２のシュラウド壁との間には第２の空気チャンバが形成される。 第１の空気チャンバと第２の空気チャンバとの間に空気を循環させるべくファンが用いられ、特に、第２の空気チャンバから第１の空気チャンバへと空気が送られる。 本発明の目的は、銃砲身ではなくてシュラウド装置自体を冷却することにあり、空気は第１の空気チャンバに流入するのに先立って第２の空気チャンバを循環する。 従って、銃砲身シュラウド装置の主たる目的は第１のシュラウド壁を冷却することであり、この第１のシュラウド壁は銃砲身ほどには熱くならない。 従って、少ない空気の流れにかかわらず、第１のシュラウド壁の温度は銃砲身よりもはるかに低温となる。 本発明の他の特徴によれば、第１のシュラウド壁と第２のシュラウド壁との間には複数のフィンが配置され、その周囲を空気が流れることでフィンから熱を消散させる。 フィンは第１のシュラウド壁と第２のシュラウド壁との両方に取付けるのが好ましい。 第１のシュラウド壁には複数の開口孔が設けられており、第２ の空気チャンバから第１の空気チャンバへと空気が流入できるようになっている。 ファンは、銃砲身シュラウド装置の基端部分から銃砲身シュラウド装置の先端部分へと空気を循環させる。 第１のシュラウド壁の複数の開口孔を空気が通り抜けた後、空気のいくらかは熱い銃砲身に接触し、銃砲身シュラウド装置の基端部分と銃砲身シュラウド装置の先端部分との両方に向けて流れる。 その後、空気は銃砲身シュラウド装置の両端部から排出される。 本発明による銃砲身シュラウド装置は軽量であって、比較的簡単に既存の銃砲身に組付けることができる。 銃砲身シュラウド装置は既存の銃砲身に直接には接触していないので、銃砲身シュラウド装置は銃砲身の発砲に起因する後座に耐えるように設計する必要はない。 加えて、銃砲身と第１のシュラウド壁との間の第１の空気チャンバは第１のシュラウド壁及び第２のシュラウド壁と銃砲身との間の絶縁を提供する。 第１のシュラウド壁と第２のシュラウド壁との間に空気を循環させるべくファンを用いているので、銃砲身を用いている航空機が水平速度をもって飛行していないときでさえも、銃砲身の赤外線サインを効果的に低減することが可能である。 例えばヘリコプターにおけるホバリングモード中には、銃砲身シュラウド装置は特に利益をもたらす。 本発明の銃砲身シュラウド装置は、例えばブラッドリー戦闘機に用いるような小さなキャリバー銃にも採用することができる。 本発明とその更なる特徴と利点とは、添付図面を参照しつつ以下の説明を読むことによって最も良く理解することができるだろう。 図面の簡単な説明図１は、本発明の好ましい実施形態による銃砲身シュラウド装置の分解図である。 図２は、本発明の好ましい実施形態による銃砲身シュラウド装置の底面図である。 図３は、本発明の銃砲身シュラウド装置における空気流れを示した模式的な横断面図である。 図４は、本発明の好ましい実施形態による銃砲身シュラウド装置の前面図である。 図５は、本発明の好ましい実施形態による銃砲身シュラウド装置の後面図である。 発明の詳細な説明図１において、銃砲身シュラウド装置１１は一部分解された状態にて示されている。 銃砲身シュラウド装置１１は第１のシュラウド壁１３を備えており、同シュラウド壁は内側プレナム壁１５に結合されている。 第１のシュラウド壁１３は好ましくは円錐形状であって、内側プレナム壁１５は好ましくは矩形形状である。 第１のシュラウド壁１３は複数のフィン１７を備えるとともに、さらに、開口孔１８、１９、及び２０を備えている。 第２のシュラウド壁２１には複数のフィン１７と外側プレナム壁２３との両方が結合されている。 第１のシュラウド壁１ ３及び内側プレナム壁１５と同様に、第２のシュラウド壁２１は円錐形状であるのが好ましく、外側プレナム壁２３は筒形状であるのが好ましい。 この好ましい実施形態では、ワイヤ受座組立体２５（wire strike assembly） が第１のシュラウド壁１３と第２のシュラウド壁２１との間に適合する。 ワイヤ受座組立体２５は、テーパーチップ２９の内面に当接するための環状部分２７を備えるとともに、さらに２個の固定ブラケット３０を備えている。 支持ブラケット３３と取付ボルト３１とによって航空機（図示せず）に内側プレナム壁１５と第１のシュラウド壁１３とを固定する。 ワイヤ受座組立体２５の２個の固定ブラケット３０は支持ブラケット３３に固定される。 この好ましい実施形態では、銃砲身シュラウド装置１１は航空機に取付けられた熱い銃砲身の一因である赤外線放射を相当に減少させる。 銃砲身は例えば機関銃と関連させて用いてもよい。 図１に示したハードウェアは好ましくは軽量で単純なデザインである。 このハードウェアを既存の銃砲身の周囲に据付けるようにして、それによってその銃砲身が赤外線探知機で検知されないように防護することができる。 この好ましい実施形態では、図１に示したハードウェアを、在来型のワイヤ受座組立体が固定されていたのと同一の箇所において、既存のヘリコプターの砲塔に取付けることができる。 従って、在来型のワイヤ受座組立体を取外して、ワイヤ受座組立体の代わりに銃砲身シュラウド装置１１を据付けてもよい。 この好ましい実施形態の銃砲身シュラウド装置１１は、ワイヤ受座組立体２５ を含んでいる。 このワイヤ受座組立体２５は、ワイヤと他の部品とを半径方向に固定ブラケット３０に固定されていることのあるカッター組立体（図示せず）に向けて転向させる機能を有する。 第１のシュラウド壁１３と第２のシュラウド壁２１とは円錐形状に形成されており、ワイヤ受座組立体２５の据付を容易にする。 しかしながら、他の実施形態では、第１のシュラウド壁１３と第２のシュラウド壁２１とを、例えば筒形状または矩形形状とし、一致した或いは相違する断面寸法としてもよい。 例えば、第２のシュラウド壁２１の直径は、図１に示す部分２８の直径と等しく均一にしてもよいし、または、外側プレナム壁２３の直径と均一としてもよい。 さらに、内側プレナム壁１５はこの好ましい実施形態においては機関銃のハードウェアを収容するのに好ましいように矩形に形成されているが、この内側プレナム壁１５の大きさ及び形態は好みに応じて変更してもよい。 第２のシュラウド壁２１と外側プレナム壁２３とが、第１のシュラウド壁１３ と内側プレナム壁１５に被着されたとき、両者の間には第２の空気チャンバが形成される。 銃砲身シュラウド装置１１が銃砲身にかぶせられたとき、第１のシュラウド壁１３及び内側プレナム壁１５と、銃砲身自体との間には、第１の空気チャンバが形成される。 図２は、銃砲身に銃砲身シュラウド装置１１を組立てたようすを示す底面図である。 銃砲身シュラウド装置１１から突出しているのは、銃砲身のフラッシュサプレッサないし銃砲口３９だけである。 ファン４１は自在空気ダクト４３を通して外側プレナム壁２３のホースクランプ２４に空気を循環させる。 図３の模式的なダイアグラムでは、ファン４１から第２及び第１の空気チャンバへの空気の循環を示している。 ファン４１からの空気は矢印Ａ１（図３）の方向に侵入し第２の空気チャンバへ入る。 自在空気ダクト４３から矢印Ａ１の方向に流入したあと、空気は矢印Ａ２の方向に第２の空気チャンバ５１へ入る。 第２ の空気チャンバ５１の近位端部分から銃砲身のフラッシュサプレッサ３９に近接した第２の空気チャンバ５１の遠位端部分へ向けて空気は循環する。 矢印Ａ２の方向に向けてフラッシュサプレッサ３９に向けて流れる空気は、第１の開口孔１８、第２の開口孔１９、及び第３の開口孔２０から、それぞれ矢印Ａ３、Ａ４、及びＡ５で示したように排出される。 第１の開口孔１８、第２の開口孔１９、及び第３の開口孔２０の大きさは、例えば第２のシュラウド壁２１の冷却が最大になるように空気が流れるべく予め設計されている。 この好ましい実施形態では、ヘリコプターがホバリングモードにあるときには、第２の空気チャンバ５１から矢印Ａ６の方向に向けてフラッシュサプレッサ３ ９の周囲から排出される空気の割合と、矢印Ａ７の方向に空気排出通路４５を通って排出される空気の割合とが概略等しくなっている。 第１のシュラウド壁１３と第２のシュラウド壁２１とは共に銃砲身とは接触していないことから、銃砲身は銃砲身シュラウド装置１１からほとんど影響を受けることなく後座することができる。 矢印Ａ６の方向へのフラッシュサプレッサ３ ９を取巻く空気の循環は、銃砲身のこの部分の冷却を助ける。 この好ましい実施形態では、第２のシュラウド壁２１と外側プレナム壁２３との双方の外面に追加的な熱バリアコーティングが塗布されており、これらから放出されるかもしれない赤外線をさらに減少させている。 銃砲身シュラウド装置１１内はファン４１によって圧力が維持されており、矢印Ａ６及びＡ７から排出される空気は概略大気圧に戻っている。 この好ましい実施形態によれば、第１のシュラウド壁１３及び第２のシュラウド壁２１のフィン１７が第１のシュラウド壁１３と第２のシュラウド壁２１とから熱を消散させて、第１の空気チャンバ５３内を循環する空気に伝える。 本発明における熱伝達および赤外線サイン制圧機構は、熱い銃砲身から第１のシュラウド壁１３の内側への熱放射と、フィン１７及び第２のシュラウド壁２１への熱伝達と、第２の空気チャンバ５１から第１の空気チャンバへ、さらに、第１の空気チャンバ５３から周辺大気へ循環する空気の追加的な熱対流とを含む。 図４は銃砲身を囲むように据付けられた銃砲身シュラウド装置１１の前面図であり、図５はこの組立体の後面図である。 ファン取付体５５はファン４１を航空機に固定するもので、ファン吸気スクリーン５７は吸入空気を第２の空気チャンバ５１及び第１の空気チャンバ５３に通すのに先立って濾過するためのものである。 本発明の具体例としての実施形態について示すとともに説明をしたけれども、 本発明の精神及び範囲から逸脱することなしに、当業者は、多くの他の変更、改変、及び置換えを上述の説明から明らかになったことに加えて施すことができる。

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