(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前部部分および後部部分を有するミサイルを音速より低い速度で安定化するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムにおいて、
前記取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムは、
グリッドフィン中間段アセンブリと、
少なくとも１つの結合器と、
を具備し、
前記グリッドフィン中間段アセンブリは、
前記後部部分に結合するように構成されるハウジングと、
前記ハウジングの外部に配置され、折り畳まれた位置と展開された位置との間で可動であり、前記ハウジングの縦軸から横方向に延在し、複数の開孔を有する複数のグリッドフィンと、
前記グリッドフィンの方向を制御してミサイル制御システムと連結するように構成された可動結合制御システムであって、前記ハウジングの前記縦軸に対して横方向のグリッドフィンの縦軸を中心にした前記グリッドフィンの回転方向を制御する前記可動結合制御システムと、
を含んでおり、
前記少なくとも１つの結合器は、
前記グリッドフィン中間段アセンブリを前記後部部分で前記ミサイルに取付けるように構成され、
さらに、前記ミサイル発射後、音速以下の速度で前記グリッドフィン中間段アセンブリを廃棄するために前記グリッドフィン中間段アセンブリが前記後部部分から解除されるように中間素子として構成されている、取外し可能な航空力学的安定化システム。
【請求項２】
前記開孔はグリッドパターンで配置され、
前記開孔は前記ハウジングの縦軸に平行に整列されている請求項１記載の航空力学的安定化システム。
【請求項３】
前記グリッドフィンは前記ハウジングに対称的に配置されている請求項１記載の航空力学的安定化システム。
【請求項４】
前記結合器は前記グリッドフィンを前記ミサイル内に配置されている制御システムに結合している請求項３記載の航空力学的安定化システム。
【請求項５】
前記グリッドフィンは複数の尾翼の間に整列されている請求項３記載の航空力学的安定化システム。
【請求項６】
前記グリッドフィンは揚力を与えるように動作可能な制御表面を備える請求項１記載の航空力学的安定化システム。
【請求項７】
前記グリッドフィンはメッシュである請求項１記載の航空力学的安定化システム。
【請求項８】
各グリッドフィンは前記縦軸に対して横方向の２つの主対向側面を備えており、
前記複数の開孔は前記主対向側面間に配置され、前記縦軸に平行である請求項１記載の航空力学的安定化システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はミサイル制御システムの分野に関し、ロール安定性を維持しながらミサイルを迅速にピッチオーバーさせるため発射期間中に使用するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
任意の数の巡航ミサイルのような攻撃ミサイルはターゲットとされるパーティのレーダによる検出を避けるため低高度（即ち木の頂点または水面のすぐ上）で飛行するように構成されている。このような状態では、ターゲットとされる船は例えば最初に脅威を検出しその後防衛ミサイルのうちの１つを発射する等の対抗策を取るのに数秒はかかる可能性がある。
【０００３】
典型的に陸上または艦上輸送の防衛ミサイルは通常垂直方向で弾筒またはミサイル発射装置から発射される。このような防衛ミサイルはそのエアフォイル表面が任意の実質的な操縦を行うことができる前に十分な速度を得なければならない。このことは通常、ミサイルがピッチオーバー可能になり入来するミサイルの脅威の模索を開始する前に、数千フィートの高度にミサイルを到達させることと解釈される。長距離の脅威では、この高い高度のピッチオーバーは共通の設計特性であり、それ故、既存の防衛ミサイルシステムで共通の要素である。
【０００４】
脅威ミサイルの低い高度と、検出および応答のための結果的な小さい窓では、ピッチオーバーのためのこのような高い高度は問題である。特に、迎撃策を適切に決定するための限定された時間フレームと脅威ミサイルの高い速度では、発射の操縦能力と安定性がないために迎撃弾道を最適化することは可能ではない。迎撃をミスする可能性を生じる大きなアーチ型のコース補正によりターゲットの撃ち損じまたは時間と燃料を非常に浪費する現実的可能性が非常に大きい。
【０００５】
通常のミサイル制御システムは、誘導制御及びビークル安定性をミサイルに与える複数の異なる技術を含んでいるが、これらのシステムをこの低速度の誘導制御及び安定性の問題の解決に適応しようとする試みは完全ではない。
【０００６】
飛行期間中に付勢される翼および先尾翼のような制御表面は本質的に高速度の制御においてはミサイル本体周辺の空気流を妨害する。高速度用に寸法決めされたならば、これらは低速度では効率的ではない。低速度の使用用に寸法決めされたならば、これらは大きく、重く、発射フレームまたは弾筒内に適合することが難しい。
【０００７】
稼動のノズルシステムは重く複雑である。これらは取外し可能ではないので、ビークル全体の重量を付加し、これらが低速度でそれの目的を実現した後に性能全体を劣化する。さらにノズルシステムは多くは、衝突から短時間だけ後に検出された迅速に接近する低高度の脅威を満たすための低速度誘導制御とビークル安定性に必要とされるような十分な推力ベクトル角度を与えない。
【０００８】
推力ベクトル制御（“ＴＶＣ”）システムは典型的に可動のノズル、ジェットタブ、又はジェットベーンを実行し、後者はロール制御を行うが、実質的に推進流に衝突することによってロケットモータの動的性能を劣化する。ＴＶＣ推力方向転換システムは後部ロケットノズルからミサイルを操縦する。これらのシステムはモータが燃え尽きた後効率的ではなく、しばしば再度重く、高価な装置になり、大きなビークルの重量の増加とその後のミサイル性能全体の劣化を生じる。
【０００９】
ミサイルジェットベーン制御システムは低速度の誘導制御及び安定性を与えることにおいて効率的であることが示されている。しかしながらジェットベーンはミサイルの排気流に位置されるので、これらはミサイルモータの性能に影響する。さらにジェットベーン制御システムはジェットベーンがノズルプラズマ流環境を生き残ることを可能にするために低い排気煙と低エネルギ推進剤粒子を必要とし、それ故多くの現存の、目的とするロケットモータ設計による使用には適していない。
【００１０】
さらに種々の従来技術の試みにかかわらず、発射時およびミサイルが伝統的な制御表面を使用するのに十分に高い速度を得る前の発射後の期間内のミサイル制御には問題が残されたままであり、とらえどころがない。種々の現存する防衛ミサイルの一覧では、個別化されたカスタム化および／または変形は不所望である。モータの再設計は高価で時間集約的でもあり、多くの場合燃料システムが置換されるとき付加的な危険材料の処理価格がかかる。
【００１１】
したがって、前述の１以上の課題及び問題を克服するミサイル安定化システムが必要とされる。
【発明の概要】
【００１２】
本発明は取外し可能なミサイル安定化システム及び関連方法を提供する。
【００１３】
特に単なる例示により、本発明の１実施形態によれば、低い飛行速度でミサイルを安定化するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムが提供され、ミサイルは前部および後部を有し、ミサイルに結合するように構成されるハウジングと、ハウジングから横方向に延在し、複数の孔を提供するグリッドフィンと、ハウジングをミサイルに取外し可能に結合するように構成されている結合器とを含んでいる。
【００１４】
さらに別の実施形態では、低い飛行速度で航空力学的にミサイルの安定性を与える方法が提供され、ミサイルは前部および後部と、その間の縦方向に延在する中心部分と、飛行制御システムを有し、中心軸を有するハウジングと中心軸に対して横断方向にハウジングから延在する少なくとも１つのグリッドフィンとを備えた中間段アセンブリを提供し、グリッドフィンは中心部分に平行な複数の孔を有し、グリッドフィン中間段アセンブリをミサイルの後部に結合し、グリッドフィンアセンブリの中心軸はミサイルの中心軸上に位置され、ミサイル発射に応答して、グリッドフィン中間段アセンブリは低い飛行速度における増加された揚力及び抗力を設定し、低い飛行速度から高い飛行速度へミサイルが転移するときグリッドフィン中間段アセンブリを取外すステップを含んでいる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、１実施形態による取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムが設けられているミサイルの斜視図である。
【図２】図２は、図１に示されている取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムの拡大図である。
【図３】図３は、１実施形態による折畳まれた方向のグリッドフィンを示す図２の取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムの拡大図である。
【図４】図４は、図３に示されている取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムの正面図である。
【図５】図５は、取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムの別の実施形態の斜視図である。
【図６】図６は、図５に示されている取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムの正面図である。
【図７】図７は、弾筒内の１実施形態による取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムを備えたミサイルの側面図である。
【図８】図８は、展開されたグリッドフィンを備えた弾筒から発射された図７に示された取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムを備えたミサイルの側面図である。
【図９】図９は、少なくとも１つの実施形態による取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムを使用する方法を示す高レベルのフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
詳細な説明に入る前に、本発明の教示は単なる例示であり限定ではないことを認識すべきである。ここでの概念は海洋環境またはその他の環境であっても、ルート計画のための特別なシステム又は方法による使用または応用に限定されない。すなわちここで説明されている手段は説明の便宜性のためであり、例示的な実施形態に関して示され説明されているが、ここでの原理は低速度でのミサイルおよび／またはロケットの安定化を含む他のタイプのシステムおよび方法にも同等に適用されることができることが認識されよう。
【００１７】
図面、特に図１を参照すると、前部104および後部106とその間の縦方向の中央部分108を備えた本体102を有するミサイル100が示されており、縦方向の中央部分は通常縦軸110を中心とする円筒形である。ミサイルは縦軸110に実質的に平行に延在するように整列されている尾翼112も有する。さらに縦軸110がＺ軸に平行であるとき、各尾翼112もＺ軸に平行に整列され、整列は縦軸110に明白に平行な破線120により表されている。このように、各尾翼112の対向面114、116は高速度のミサイル飛行制御と可動結合（articulation）とのための航空力学制御表面を与える。
【００１８】
ミサイル100には取外し可能な航空力学的ミサイル制御システム130が取付けられている。少なくとも１つの実施形態では、取外し可能な航空力学的ミサイル制御システム130はハウジング134と少なくとも１つのグリッドフィン136とを有するグリッドフィン中間段アセンブリ（“ＧＦＩＡ”）132を含んでいる。図面で示されているように少なくとも１つのグリッドフィン136はハウジング134から外方向に延在する。ハウジング134と少なくとも１つのグリッドフィン136はＧＦＩＡ132のように少なくとも１つの実施形態ではミサイル100の後部106に結合器138によって取外し可能に結合される。
【００１９】
少なくとも１つの別の実施形態では、図示されていないがＧＦＩＡ132はミサイル100の前部104と後部106との間でミサイルに結合されている。このような実施形態では、ＧＦＩＡ132は添付図面に示されているようにミサイル100の外周と一致して取付けられるのではなくその周辺に固定される。
【００２０】
ＧＦＩＡ132の少なくとも１つの目的は発射後短時間、即ちミサイル100が低速度を有する間にミサイルに抗力を与えることである。ＧＦＩＡ132の少なくとも１つの付加的な目的はミサイル100が低速度を有する間にさらにミサイルに安定性を与えるため付加的な揚力と制御表面を与えることである。ＧＦＩＡ132がないとき、ミサイルはピッチの不安定性を受け、後部106への結合が通常好ましい。この揚力および抗力の増加はミサイルの安定性とピッチオーバーがより迅速に生じることを許容する。ＧＦＩＡ132が可動結合するように動作可能なグリッドフィン136を使用する場合、与えられた揚力および抗力はさらにミサイルがピッチオーバーする時間を減少するように制御されることができる。
【００２１】
前述したように、典型的なミサイルでは、尾翼112は高速度で制御を行うことを意図される。より迅速にピッチオーバーを誘起するためにミサイル112に抗力を与えることに加えて、グリッドフィン136は揚力を与えることもでき、したがってミサイル100の指向方向がグリッドフィン136のコンポーネント表面に対するアタック角度を与えるものであるとき付加的な安定性を与える。
【００２２】
図１に示されているように少なくとも１つの実施形態では、少なくとも４つのグリッドフィンが存在し、136A−136Dはその例である。一方尾翼112は実質的に縦軸110に対して平行であり、グリッドフィン136はハウジング134に対して横断方向であり、特に縦軸110に対して横断方向である。特に対向する両面140、142はこれらがＸ軸に平行であるとき縦軸110に対して横断方向である。両面140、142の整列を表す破線150、152を参照のこと。
【００２３】
各グリッドフィン136は両面140と142との間に複数の開孔144を設けられている。少なくとも１つの実施形態では、これらの開孔144はグリッドパターンで構成されている。グリッドフィン136自体は縦軸110に対して横断方向であり、開孔144は通常縦軸110に平行である。換言するとグリッドフィン136は格子構造であり、即ちミサイル100についての空気流を妨害しミサイル100上に楊力と抗力を誘起する非固体表面であり、少なくとも１実施形態ではミサイルの後部にある。
【００２４】
少なくとも１実施形態ではＧＦＩＡ132はグリッドフィン136A−136Dの可動結合を許容するように動作可能な可動結合制御システム132も提供する。ＧＦＩＡ132が結合器138によりミサイル100に結合されるとき、可動結合制御システム132もミサイル制御システム130に結合される。このようにして、ミサイル制御システム130はさらに低速度の安定性と指向性を強化し実現するために各グリッドフィン136を可動結合することができる。このような可動結合はグリッドフィン136Aに関しては矢印148Aにより、グリッドフィン136Bに関しては矢印148Bにより示されている。
【００２５】
取外し可能な航空力学的ミサイル制御システム130の１実施形態は図２および３の拡大斜視図及び図４の正面図で別々に示されている。グリッドフィンがハウジングを中心に周囲に延在する単一のグリッドフィンである取外し可能な航空力学的ミサイル制御システム130の別の実施形態が図５の斜視図及び図６の正面図に示されている。
【００２６】
図１乃至８に関して、ＧＦＩＡ132は例えばＳＭ６  ＭＲ（標準的なミサイル６中距離）、ＥＳＳＭ（エボルブ・シーズ・スパローミサイル）、ＲＡＭ（近接防衛ミサイル）、ＳＭ３（標準ミサイル３）、ＳＤＢ（小径爆弾）、ＡＭＲＡＡＭ（最新式中距離空対空ミサイル）、ＡＩＭ−９Ｘ（空中迎撃ミサイル９Ｘ）、ＨＡＲＭ（高速対電波源ミサイル）のような既存のミサイルに組み込まれるように構成され、ここでは低速度の制御特性が所望されることが認識される。ＧＦＩＡ132は新しいミサイルシステムに結合されることもできる。
【００２７】
図２で認識できるように、各グリッドフィン136A−136Dは側面を有し、側面220がその１例である。さらに各開孔144は少なくとも１つの側面を有し、側面222と224がその例である。各グリッドフィンでは、これらの表面220、222、224はミサイル100の角度がこれらの１以上の表面がアタック角度を与える角度であるときに集合的に増加した揚力を与えることができる付加的な表面積を提供する。
【００２８】
図２に関して、ＧＦＩＡ132がミサイルの後部106に取付けられている実施形態では、ハウジングはロケットプルームが衝突なしに通過するように中空の通路200を有することが認識される。少なくとも１つの実施形態では、内部通路200はプルームを受けさらにＧＦＩＡ132を通してプルームを誘導するノズル拡張コーンである。グリッドフィン136がハウジング134の外部について配置され、それ故プルームを受けないので、推進への変更および耐プルーム材料によるグリッドフィン136の製造は必要とされない。
【００２９】
ジンバル、歯車列アセンブリ、可動結合装置および／または駆動列装置はミサイル尾翼の方向の制御に共通して使用され、市販されている。少なくとも１つの実施形態では、尾翼の制御に通常使用される市販の駆動列装置はグリッドフィン136を制御するように構成されている。少なくとも１つの実施形態では、駆動列は各グリッドフィン136をハウジング134に接続する支持体202への一体化コンポーネントである。可動結合制御システム146のような通信リンクは各グリッドフィン136の駆動列をミサイル制御システムと連結するための接続点を与える。
【００３０】
ＧＦＩＡ132は低速度におけるミサイル100の揚力及び抗力誘起高度およびピッチ安定性を与えることを意図されるので、高速度でのミサイル性能にも影響を与える。このようにＧＦＩＡ132はミサイル100から解放される中間素子として構成される。特に、ミサイルの安定性が伝統的なミサイル誘導システム及びコンポーネントがミサイルの安定性及び制御を達成できる設定された飛行弾道上で高い亜音速で到達すると、結合器138は解放され、ＧＦＩＡ132は分離及び破棄のために解放される。
【００３１】
少なくとも１つの実施形態では、結合器138はＶバンドクランプである。特に少なくとも１つの実施形態では、結合器138はミサイル技術で知られ使用されているようにマーマンクランプ結合システムである。さらにＧＦＩＡ132はＧＦＩＡ132の後部部分に第２の結合器（図示せず）を設けることができ、それによってノズル拡張コーン又は他の中間段アセンブリはミサイル100と対向するＧＦＩＡ132の後部に結合されることができることが理解され認識される。
【００３２】
図２に関して認識されることができるように、固体制御表面は矢印210により表されているように空気の向き換えおよび／または空気流を遮断し、グリッドフィン136の開孔144を通過することを許容される。開孔144のグリッドを使用することによって、既知の通常一貫した揚力係数が与えられる。開孔144のサイズ及び構造はそれぞれ固体表面よりも小さい及び大きい所望の抗力及び揚力係数を与えるように設計パラメータに基づいて選択される。
【００３３】
図２と３の両者に関して示されているように、少なくとも１つの実施形態では、グリッドフィンは（図３に示されている）第１の折畳まれた位置と（図２に示されている）第２の展開された位置との間で選択的に可動である。図３に示されているように、少なくとも１つの実施形態ではこの第１の折畳まれた位置が位置されハウジング134に沿って前方向に延在している。ミサイルが発射されるとき、空気の前方向の慣性および通過は折畳まれた位置から展開された位置へグリッドフィン136を展開するのを助けることができる。支持体202内又はそれに隣接するバネ機構もグリッドフィン136の展開の補助に使用されることができる。
【００３４】
グリッドフィン136は空気がそれらを通過することを許容するとき、各グリッドフィン136の相対的な明白なサイズでは比較的小さい蝶番運動が含まれる。このように支持体202はグリッドフィン136が使用される低速度の移動期間中にグリッドフィンを支持するために精巧な手段又は設計特性を必要とすべきではない。
【００３５】
図４は取外し可能な航空力学的ミサイル制御システム130の素子としてＧＦＩＡ132を相対的に簡潔にして示しているＧＦＩＡ132の正面図を示している。少なくとも１つの実施形態では、グリッドフィン136は典型的にミサイル設計および製造で使用されるような金属又は複合材料から構成される。
【００３６】
図１乃至４に関する前述の説明に関して、ＧＦＩＡ132が複数のグリッドフィン136を提供することが認識される。図５と６に示されているように、少なくとも１つの実施形態では、グリッドフィンはハウジング134を中心に円周方向に延在する簡単なグリッドフィン136Eである。例えば前述の136A−136Dのような複数のグリッドフィンの場合のように、周囲のグリッドフィン136Eは図５に示されているようにハウジング134から横方向に、特にハウジング134の縦軸110に対して横方向に延在している。
【００３７】
特に、周囲のグリッドフィン136EはこれらがＸ軸に平行であるとき縦軸110に対して横断方向の一次対向面500、502を有する。グリッドフィン136A−136Dに関して前述したように、円周のグリッドフィン136Eは複数の開孔144を提供し、このように図６のような正面で観察するとき実質的に固体表面を提供しない。
【００３８】
多数のグリッドフィン136A−136Dを提供する１実施形態のように、円周のグリッドフィン136Eの開孔144は円周のグリッドフィン136Eが付加的な揚力及び抗力を与えることを可能にする。この揚力及び抗力は低速度で改良されたミサイル安定性を許容し、ピッチオーバーが発射後に迅速に有効に生じることを許容する。
【００３９】
多くの通常のミサイルが弾筒から発射されるので、ミサイル100がこのような弾筒内にあるかその他の方法で保管されているとき、尾翼のような典型的な飛行制御表面がミサイル100の本体に対して折り畳むことは稀なことではない。図２と３に関して示し前述したように、複数のグリッドフィン136を使用する少なくとも１つの実施形態では、グリッドフィン136は折畳まれた位置と展開された位置との間で選択的に可動である。図１では、グリッドフィン136A−136Dが展開された尾翼112間に整列されるようにＧＦＩＡ132がミサイル100に結合されて示されている。
【００４０】
図７は弾筒700内に配置されているミサイル100の側面図を示している。尾翼112は本体102に対して折り畳まれて示され、グリッドフィン136は尾翼112上で折り畳まれて示されている。発射時に、ミサイル100が弾筒700から出るとすぐに、グリッドフィン136A−136Dは図８に示されているように展開する。図８に示されているように少なくとも１つの実施形態では、尾翼112はミサイル速度がそれらの効率において次善であるとき本体102に対して残存することができる。別の実施形態では、尾翼112も同様に展開する。取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システム130の構造的な実施形態を説明したが、その使用方法を前述の図面と図９のフロー図を参照して説明する。説明された事象および使用方法はここで説明した順序で行われる必要はなく、この説明は本発明による１動作方法の単なる例であることが認識されよう。
【００４１】
少なくとも１つの実施形態では、取外し可能な航空力学的ミサイル安定化は前述したようにＧＦＩＡ132を準備することで開始する。少なくとも１つの実施形態では、ＧＦＩＡ132は図２、３、４、７、８に関して説明されているように、４つのグリッドフィン136A−136Bを有している。少なくとも１つの別の実施形態では、ＧＦＩＡ132は図５及び６に関して説明されているように単一の円周のグリッドフィン136Eである。
【００４２】
ブロック902のように与えられたＧＦＩＡ132はミサイルの後部に結合される。ＧＦＩＡ132は既存のミサイルへ組み込まれることを意図され、結合が行われるように既存のミサイルの変更を必要としないことが認識される。さらにＧＦＩＡ132の提供およびミサイル100への結合はミサイルが弾筒又は他の発射環境に置かれる前に良好に行われることができることが認識される。ＧＦＩＡ132の結合は知覚された局部的脅威に応答することが必要であると考えられるときに戦場で行われることができ、或いは配備前に工場で行われることができる。
【００４３】
少なくとも１つの実施形態では、結合はマーマンクランプ結合システムを使用して実現される。グリッドフィンが可動結合するように動作可能である少なくとも随意選択的な実施形態では、ＧＦＩＡ132のミサイルへの結合はさらに随意選択的なブロック904でグリッドフィン可動結合システムをミサイル飛行制御システムへ結合する。
【００４４】
ミサイルの発射に続いて、グリッドフィン136は展開され、ミサイルへ揚力と抗力を与える。グリッドフィン136はそれによってブロック906でミサイルを安定化し、ミサイルが高い飛行速度に到達する前にターゲットを捕捉するため加速されたピッチオーバー及び飛行路の整列を許容する。少なくとも４つのグリッドフィン136を与えるＧＦＩＡ132の１実施形態が使用されるとき、発射時にグリッドフィンは図７に示されている折畳まれた位置から図８に示されている動作可能な位置へ展開される。
【００４５】
可動結合するグリッドフィンを使用した随意選択的な実施形態では、ミサイル制御システムはグリッドフィン136を可動結合するように動作可能であり、したがってさらに誘起された揚力と抗力を制御して強化された低速度の航空力学的安定性を与える。少なくとも１つの実施形態では、グリッドフィンは伝統的な尾翼112に対して従属であり、即ちこれらは調和されて動作する。少なくとも１つの別の実施形態では、ミサイル制御システムは尾翼から独立したグリッドフィンを可動結合するように動作可能である。
【００４６】
ブロック908で、ミサイルが所望のピッチオーバーを実行し、高速度の飛行に転移しているとき、ＧＦＩＡ132は解除される。ＧＦＩＡ132の解除により、ミサイル100は重量を減少し、妨害なしに意図する高速度の飛行能力を利用する。
【００４７】
ＧＦＩＡ132がプルームを妨害しないので、所望ならば付加的な中間段ユニット、例えば付加的なブースタモータまたはジェット翼制御システムがＧＦＩＡ132の後端部に取り付けられることができることが理解され認識されよう。
【００４８】
図１乃至８を参照すると、ＧＦＩＡ132、特にグリッドフィン136は必ずしもミサイル100に関して実寸大にされる必要はないことが理解され認識されよう。特に図１の場合にはグリッドフィン136の相対的なサイズは図示および説明を容易にするためにむしろ誇張されていると考えられる。
【００４９】
本発明の技術的範囲から逸脱せずに前述の方法、システム、構造に対して変更を行うことができる。したがって前述の説明に含まれおよび／または添付図面に示されている事項は発明を限定する意味ではなく例示として解釈されるべきであることに注意すべきである。以下の特許請求の範囲はここで説明した全ての一般的及び特別な特徴と本発明の方法、システム、構造の技術的範囲の全ての陳述をカバーすることを意図され、これは言語の問題としてそれらの中に入るものである。
以下に、本願出願時の特許請求の範囲に記載された発明を付記する。
［１］  前部および後部を有するミサイルを低い飛行速度で安定化するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムにおいて、
ミサイルに結合するように構成されるハウジングと、
ハウジングから横方向に延在し、複数の開孔を設けられた少なくとも１つのグリッドフィンと、
ハウジングをミサイルに取外し可能に結合するように構成されている結合器とを具備している航空力学的安定化システム。
［２］  開孔はグリッドパターンで配置され、開孔はハウジングの縦軸に平行に整列されている前記［１］記載の航空力学的安定化システム。
［３］  ハウジングはミサイルの後部に結合される前記［１］記載の航空力学的安定化システム。
［４］  ハウジングはミサイルの前部と後部の間の部分でミサイルに結合される前記［１］記載の航空力学的安定化システム。
［５］  グリッドフィンはハウジングの周囲に延在する単一のグリッドフィンである前記［１］記載の航空力学的安定化システム。
［６］  ハウジングに対称的に配置されている少なくとも４つのグリッドフィンを含んでいる前記［１］記載の航空力学的安定化システム。
［７］  グリッドフィンは第１の折畳まれた位置と第２の展開された位置との間で選択的に可動である前記［６］記載の航空力学的安定化システム。
［８］  グリッドフィンは結合するように動作可能である前記［６］記載の航空力学的安定化システム。
［９］  結合器はさらにグリッドフィンをミサイル内に配置されている制御システムに結合している前記［６］記載の航空力学的安定化システム。
［１０］  ４つの尾翼を有するミサイルに対して、グリッドフィンは尾翼の間に整列される前記［６］記載の航空力学的安定化システム。
[１１]  少なくとも１つのグリッドフィンはミサイル上に制御された抗力を与えるように動作可能である前記[１]記載の航空力学的安定化システム。
[１２]  少なくとも１つのグリッドフィンは揚力を与えるように動作可能な制御表面を提供する前記[１]記載の航空力学的安定化システム。
[１３]  前部および後部とその間の縦方向の中央部と飛行制御システムとを有するミサイルを低い飛行速度で安定化するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムにおいて、
ミサイルに結合するように構成され、縦軸を有するハウジングと、
ハウジングから縦方向の中央部に対して横断方向に延在する複数のグリッド制御構造と、
ハウジングをミサイルに取外し可能に結合するように構成されている結合器とを具備している航空力学的安定化システム。
[１４]  グリッド制御構造はメッシュである前記[１３]記載の航空力学的安定化システム。
[１５]  各グリッド制御構造は縦軸に対して横断方向の２つの主対向面を提供し、縦軸に平行の複数の開孔が対向面間に配置されている前記[１３]記載の航空力学的安定化システム。
[１６]  グリッド制御構造は第１の折畳まれた位置と第２の展開された位置との間で選択的に可動である前記[１３]記載の航空力学的安定化システム。
[１７]  グリッド制御構造は結合器により飛行制御システムへ動作的に結合される前記[１３]の航空力学的安定化システム。
[１８]  グリッド制御構造はミサイルに揚力と抗力を与えるように動作可能である前記[１３]の航空力学的安定化システム。
[１９]  ハウジングはミサイルの後部に結合されている前記[１３]記載の航空力学的安定化システム。
[２０]  ハウジングはミサイルの前部と後部の間でミサイルに結合されている前記[１３]の航空力学的安定化システム。
[２１]  前部および後部と飛行制御システムを有するミサイルを低い飛行速度で安定化するための取外し可能な航空力学的ミサイル安定化システムにおいて、
低い飛行速度のミサイルに揚力を誘起する揚力手段と、
低い飛行速度のミサイルに抗力を誘起する抗力手段と、
揚力及び抗力手段をミサイルに取外し可能に結合するための取外し可能な結合手段と、
飛行制御システムにより命令されるとき揚力及び抗力手段を駆動する駆動手段とを具備している航空力学的安定化システム。
[２２]  揚力及び抗力手段はグリッドフィン中間段アセンブリである前記[２１]記載の航空力学的安定化システム。
[２３]  グリッドフィン中間段アセンブリは、0
ミサイルに結合するように構成され縦軸を有するハウジングと、
ハウジングから横方向に延在し、ハウジングの縦中心軸に平行な複数の開孔を備えている４つのグリッドフィンと、
ハウジングをミサイルに取外し可能に結合する結合器とを含んでいる前記[２２]記載の航空力学的安定化システム。
[２４]  前部および後部とその間の縦方向の中央部と飛行制御システムとを有するミサイルに対して低い飛行速度で航空力学的ミサイルの安定化を行う方法において、
中心軸を有するハウジングと、中心軸に対して横断方向にハウジングから延在し中心部に平行な複数の開孔を有する少なくとも１つのグリッドフィンとを備えたグリッドフィン中間段アセンブリを提供し、
グリッドフィン中間段アセンブリをミサイルの後部に結合し、グリッドフィンアセンブリの中心軸はミサイルの中心軸上に設定され、
ミサイル発射に応答して、
グリッドフィン中間段アセンブリは低い飛行速度のミサイルに揚力及び抗力を設定し、
低い飛行速度から高い飛行速度へミサイルが転移するときグリッドフィン中間段アセンブリを取外すステップを含んでいる方法。
[２５]  ミサイルの円周方向に延在する単一のグリッドフィンが存在する前記[２４]記載の方法。
[２６]  少なくとも４つのグリッドフィンはミサイルに対称的に配置される前記[２４]記載の方法。
[２７]  さらにグリッドフィン中間段アセンブリをミサイル制御システムに結合するステップを含み、ミサイル発射に応答して制御システムはグリッドフィンを結合する前記[２６]記載の方法。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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