格納状態にあるミサイルの折畳み翼を保護するための方法およびシステム

本発明は、折畳まれて格納された位置にあるミサイルの翼が気流に曝されて振動したり移動したりするのを防止するための方法および装置に関する。より詳細には、本発明は、それを運搬する運搬体に繋がれた、すなわち係留搬送中において、ミサイルを保護するための方法に関し、また、ミサイルの翼のための保護および保持装置ならびにミサイルの空気取入口保護装置として役立つカバーに関する。

現代の軍用運搬体は、無人航空機、ミサイル、または巡航ミサイルなどの、ジェット動力で運搬体から高速で発射される武器を一般に運搬している。このようなミサイルは、係留搬送中に強い気流に曝されて、非常に強力な機械的設計を必要とするような応力および振動を受けることになる翼を装備しているのが一般的である。航空機のような高速の運搬体については、ミサイルによっては一般的に航空機の胴体中の専用区画にて運搬される。

空間および費用を節減するために、ミサイルによってはその翼を格納位置に納めることができるようになっているが、その場合、ミサイル翼は、翼の根元から先端に至る線がミサイルの上部または側部のいずれかでミサイル本体に一般的に平行に走ることになるように、ミサイルの横側に折畳まれる。この様な構成にすれば振動の問題は少なくなるが、機械的な構成がより複雑になってしまうという結果にもなる。

翼の根元から先端への線が下向きになるようにミサイル本体の横側に翼を折畳むことは、それが特に能動的な飛行に関連して比較的単純で強靭な機械的構成をもたらすことが出来ることから、適切な解決策でありうる。しかしながら、この解決策は、ミサイルが外部保管状態で運搬されることになる場合に風によってもたらされる強い力に見舞われることになる。輸送および保管の間に翼を保護するために使われる翼カバーは、飛行の前に除去されなければならず、従って振動の問題には何の効果も持たない。特別に開発された、強力な気流に対処するためのミサイルの強化翼は高価であり、総重量を増やすことになる。

ミサイルを設計する場合に、保管および「係留搬送」の間に必要とされる容積を最小化することは常に試みられることである。従って、設計の初期段階で格納の概念を考慮することが重要である。

本発明はこれらの問題に対する解決策を提供するものである。本発明は、ミサイルの翼を保護するための機械的な装置および方法によって記述される。

本発明の一つの目的は、翼が格納され、強力な気流に曝された時に振動したり動いたりしないように翼を保護することにある。

空気取入ダクトを、より一般的に使用されている下部配置の代わりに、ミサイルの側部に配置することによって、空気取入ダクトの前の空間が翼を格納するのに使用可能になる。この容積部分は大部分の場合、他のいかなる用途にも用いることが出来ないので、これは好都合である。

本発明の他の目的は、ミサイルのジェットエンジンの空気取入口を保護することにある。これをなすために、本発明によるミサイルの翼を保持するための装置は、空気取入口のカバーとしても役立ち、取入口を通して流れる空気がその中の回転部分を自由に回転させて、軸受部に過度の摩耗を生じさせることがないようにする。

ミサイルの発射にあたっては、空気取入口を覆い、かつ、ミサイルの翼を保持する本発明によるカバーは、ミサイルにぶつかることのないような予測可能で且つ安全な方法で除去される。

本発明のさらなる目的は、ミサイルの発射後における当該カバーの予測可能で安全な除去を提供することにある。カバーとその保持機構は、除去されるときにミサイルから予測可能な軌道で離れるようになるよう設計されている。カバーの安全で予測可能な除去は、最初にカバーの前端を離し、次いでカバーの後部を離すことによって達成される。このやり方にすれば、カバーは後部の周りを回転することになり、その結果ミサイルから離れる動きの最初の部分が後部保持機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

本発明は、格納された翼および空気取入口を有するミサイルを保護するためのカバーによって定義される。

カバーは、前部、底部、後部、およびサスペンション手段を含む。前部は、翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆う。

カバーの他の態様は従属請求項で定義される。

本発明は、格納された翼および空気取入口を有するミサイルを保護するための方法によっても記述される。本方法は、 - 前部、底部、後部、およびサスペンション手段を含み、前部は翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆うようなカバーを準備し、 - 空気取入口の前方でかつミサイルの横側の格納配置でミサイルの翼を折畳み、かつ - カバーの前部が翼とミサイルの胴体との間の間隙を覆っているように、サスペンション手段によってミサイルにカバーを据え付ける、 ことによって規定される。

本方法の他の態様は従属請求項で定義される。

次に、添付の図面を参照して本発明をより詳細に説明する。

強い気流によってミサイル翼が振動する問題を視覚化した図である。

本発明によるカバーを示す正面図である。

本発明によるカバーを示す上面図である。

カバーにおける保持手段を示す図である。

格納された翼を有するミサイルに取り付けられたカバーを示す図である。

ミサイルから取り除かれたカバーおよび広げられている翼を示す図である。

運航中の飛行しているミサイルを示す図である。

図7A、B、及びCはカバーが取り付けられている段階からカバーを取り外した段階に至るまでを示す図である。

ミサイルの翼を格納することは、航空機によって搬送されているミサイルに通常使われる形態である。これらのミサイルは胴体の専用区画にて搬送するようにして、余分の空気抗力を最小化しかつミサイルを保護するようにしてもよいが、これが常に好ましい形態であるとは限らない。

ミサイルをパイロンによって航空機の翼に接続することもできる。ミサイルの翼にかかる風力を低減させるために、一般的には翼を格納形態に位置させて翼をミサイルの胴体の横側に折り畳むことになる。ミサイルの翼が格納位置にあるとはいえ、望まざる空気力学的効果等の一連の問題が航空機の速度および動きに依存して生じることになる。

図1はミサイル15の胴体とその翼20との間の強い気流によってミサイル15の翼20が振動する問題を視覚化している。

図2AおよびBは、前記問題への解決策を提供するための本発明によるカバー10を示す。図2Aはカバー10の正面図を示し、図2Bはカバー10の上面図を示す。

カバー10は例えば金属、金属合金、プラスチック、カーボンファイバー、または異なる材料の組み合わせ等のいかなる適切な材料からでも作ることができる。カバー10は格納した翼20および空気取入口40を有するミサイル15の保護を提供するもので、当該カバー10は前部25、底部30、後部32、およびサスペンション手段を含み、カバー10の前記前部25は流線形にされていて底部30に対して上方向の角度に曲げられており、さらに前部25はミサイル15の胴体と翼20との間の間隙を覆ってそこに加わる空気力学的な力を最小化する。カバー10の底部30は航空機の翼外形の上面に類似した形状に作られていて、ミサイル15に関してカバー10に下向きに働く空気力学的な力を発生させる。

本発明の一実施例においては、カバー10の底部30はミサイル15へのカバー10のためのサスペンション手段を含んでいる。

カバーの好ましい実施例においては、前部25は、ミサイル15の空気取入口40がカバーと係合するようにして、それによって空気取入口40の完全な保護を提供するような形状にされている。

ミサイルの発射後にカバー10の予測可能で安全な除去を提供するために、カバー10とそのサスペンション機構は、除去されるときにミサイル15から予測可能な軌道で離れるようになるよう設計されている。

本発明の一実施例によれば、カバー10をミサイル15に接続するためのカバー10のサスペンション手段は、カバー10の底部30の後部32に配置された二つのヒンジ45を含んでおり、カバー10の底部30の前部25に近接してボールロック機構55が配置されている。一つだけのヒンジ45または二つより多いヒンジ45を後方端部に配置するようにすることも実行可能である。ヒンジ45およびボールロック機構55は、ミサイル15に取り付けられている対応する係合手段によってミサイル15に接続される。

サスペンション手段の少なくとも一つは解除機構50を含む。一実施例においては、これはボールロック機構55に接続した付勢機構であってよく、当該機構が解除されるとカバー10の前部が解放されて下向きにぶら下がることになる。ボールロック機構は、磁気的なまたは電磁的な機構に置き換えても良い。

カバー10の安全で予測可能な除去は、最初にカバー10の前部25を、次いでカバー10の後部32を解放することによって達成される。このやり方にすれば、カバー10は後部32の周りを回転することになり、その結果ミサイル15から離れる動きの最初の部分が後部サスペンション機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

本発明の一実施例においては、後部サスペンション機構は、カバーがミサイル15から離れるように回転するときにカバー10を解放するための開口スロットを備えるように設計された少なくとも一つのヒンジ45である。

本発明の一実施例においては、カバー10は、折畳み格納した位置でミサイル15の横側に翼20を保持するための保持手段35を含む。これはミサイルの翼20の保護にも寄与することになる。

保持手段35は、様々な形態のものが可能である。一実施例では、保持手段35はカバー10に含まれるスロットである。

図3はミサイル15の翼20のための保持手段35としてカバー10に含まれるスロットを図示している。同図はスロットの場所を図示しており、翼20が保持手段30中に緩く配置されていること、すなわち、翼20の先端の幅よりもスロットが広いこと、を図示している。しかしながら、保持手段35の異なった実施例も使用可能である。

一実施例においては、スロットは、例えば、翼20の先端をつつみかつしっかりと保持する柔らかい材料によって覆われているようにすることができる。

他の実施例においては、スロットは、翼20の磁化された先端を溝またはスロット内にしっかりと保持するための磁気材料を含む。

さらに別の実施例においては、保持手段35は、溝またはスロット以外の他の位置決めまたは拘束手段であってもよい。他の手段の例としては、翼20を安定した位置に維持するための一つまたはそれ以上の把持アームまたはピンがある。

図4乃至6は、本発明によるカバー10を備えたミサイル15の異なる動作段階を図示している。

図4はミサイル15に取り付けられた本発明のカバー10を図示する。カバー10が、格納された翼20に対する保護を提供していることをこの図は示している。

図5は、ミサイル15が発射された直後の、かつカバー10が取り除かれた後の、状況を図示している。ミサイル15の翼は広げられつつあり、ミサイル15の飛翔に備えている。これに先立って、カバー10は、カバーの前部25におけるサスペンションを解除することによってミサイル15から急速に取り除かれる。カバー10はそれから、それに働く気流によって生じた力によって急速に下向きに動かされることになる。カバー10は、後部32におけるそのサスペンションの軸の回りを回転することになる。この例では、当該サスペンションはカバー10の底部30の後方端部に配置されたヒンジである。

ヒンジ機構には開口したスロットを備えることができ、それによって、カバー10がその当初の休止位置(すなわち、ミサイルにカバーが取り付けられた時の位置)から例えば90度回転した時に、カバーはヒンジ45から抜け落ちてミサイル15から急速に遠ざかることになる。これによってミサイル15にぶつかることなくカバー10が確実に取り除かれるようになる。ヒンジ45から外れる動きをより制御することができるようにスプリングをヒンジ45に取り付けて、カバー10がその当初の休止位置から一定の角度だけ回転したときにサスペンション手段をヒンジ45から外に押し出すようにすることができる。

図6は、発射後、保護カバー10が無い状態で飛翔するミサイル15を図示している。ミサイル15の翼20はこの段階では完全に開いており、ミサイル15の空気取入口40は完全に露出している。

図7A−Cは発射されたミサイル15の側面図であって、ミサイル15からカバー10が除去される前および後の異なる段階を示している。

図7Aは、ミサイル15の発射直後で保護カバー10が付いているミサイル15を図示している。

図7Bは、カバー10の前部25が解放され、カバー10の後部32におけるサスペンション手段での制御された動きでカバーが回転している状態を図示している。

図7Cは、カバーがミサイル15から完全に取り除かれた直後の状態を図示している。カバーはミサイル15から離れるように進むことになる。空気取入口40が露出して、ミサイルはその空気を吸い込むエンジン、例えばジェットモーターを始動させることができる。

本発明はさらに、格納された翼20 および空気取入口40を有するミサイル15を保護するための方法によっても定義される。本方法は、前部25、底部30、後部32、およびサスペンション手段を含み、前記の前部25はスポイラー形状をしていて前記の底部30に対して上向きの角度で曲げられており、さらに前部25は翼20とミサイル15の胴体との間の間隙を覆うような形状とされているカバー10を準備する最初の工程を含む。次の工程は、空気取入口40の前方でかつミサイル15の横側の格納配置でミサイル15の翼20を折畳むことである。最後の工程は、カバー10の前部25が翼20とミサイル15の胴体との間の間隙を覆って翼に加わる空気力学的な力を最小化するように、サスペンション手段によってミサイル15にカバー10を据え付けることである。

一実施例において、本方法はさらに、カバー10に備えられている、ミサイル15の横側の格納位置における翼20を保持するための保持手段35にミサイル15の翼20を納める工程を含む。

一実施例において、本方法はさらに、ミサイルの空気取入口40を覆うようにカバー10を取り付けて、カバー10を空気取入口40に係合させる工程を含む。

一実施例において、本方法はさらに、ミサイル15の発射の後にカバー10を取り除いて翼20を解放し空気取入口40を露出させる工程を含む。

カバー10を安全にかつ予測可能に取り外すことは、最初にカバー10の前部25を、次いでカバー10の後部32を解放することによって達成される。このやり方にすれば、カバー10は後部の周りを回転することになり、その結果ミサイル15から離れる動きの最初の部分が後部保持機構によって厳密に制御されるようにすることができる。

一例では、カバー10の前部25が解除機構50によってまず解放される。これは例えば、ボールロック機構55に接続した付勢機構であってよく、当該ボールロック機構が解除されるとカバー10の前部が解放されて下向きにぶら下がることになる。この後でカバー10の後部32が、後部32におけるヒンジで回転することになるが、ここでヒンジは開口したスロットを有している。この結果、動きの最初の段階はミサイルから離れる動きであって、かつカバー10の後部32におけるサスペンション手段によって厳密に制御されることになる。

本発明は、翼が格納され強い気流に曝された時に振動や動きが最小化するように ミサイル15の翼20を保護する空間効率のよい方法を提示するものである。本発明はさらに、ミサイル15のジェットエンジンの空気取入口40を保護する。

前記の保護を提供する本発明のカバー10は、ミサイル15から安全な方法で離れるように急速に取り除かれるように構成される。