(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
発射手段と、駆動装置を備えた気体力学操縦舵面（２）と、ミサイルの後方部分に位置し少なくとも一つのガス発生器（４）及び該ガス発生器に接続されたパイプ（５）を含む方位手段とを有しているミサイル発射及び方位システムにおいて、
ミサイル（１）の本体に固く接続された環状体（３）を含み、前記方位手段が該環状体内に位置し、該環状体内の内側表面が切頭円錐形でありノズル断面を形成している断熱材で覆われており、該ノズルの断面の輪郭がミサイル巡航エンジンノズルの輪郭と連続していることを特徴とするミサイル発射及び方位システム。
【請求項２】
前記環状体が飛行中に該環状体を排出するための手段（８、９）を備えていることを特徴とする請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記方位手段の反動ノズルがノズルの断面の縦軸に直角な同じ面内にあることを特徴とする請求項１又は２に記載のシステム。
【請求項４】
発射手段が前後にカバーを有した発射容器（１０）の形で与えられており、該容器の内側が円筒形の形をしておりミサイルを入れるようにされており、前記圧力発生器（１１）が後方カバー（１３）及び切頭円錐形をした横方向の表面を有した保護シャッター（１２）により閉じられている容器の底にあり、該切頭円錐形の表面の輪郭が環状体ノズルの断面の表面の少なくとも幾つかの部分と整合しており、該環状体の後部は周囲にバルブ（１５）を含み、該環状体の外径が前記容器の内径に等しく、該容器が圧力発生器の上で環状体を取りつけるため使用される脆性要素を固定するための支持体を含むことを特徴とする請求項１、２又は３のいずれか一つに記載のシステム。
【請求項５】
保護シャッターの形が凸型であり、該凸型部分が巡航エンジンに対面していることを特徴とする請求項４に記載のシステム。
【請求項６】
発射容器が環状体の取り付け部分内に排出オリフィス（１６）を備え、該オリフィスの大きさが環状体内のバルブの回りに形成されたクリアランスを通してガスが流出するように選択され、該容器の前面カバーは容器内の圧力が所定値に達すると破壊されるように形成されることを特徴とする請求項４又は５のいずれかに記載のシステム。
【請求項７】
前記環状体の上に固定されたロッド（１８）が取りつけられており、前記ガス発生器（４）が環状であり環状体内に形成されたガスパイプ（１７）によりノズル方位手段に接続されており、ノズル（５）はすべて同じであり同じ面内に組になっており、各組のノズルは反対方向を向いて環状体内の共通のガスパイプからノズル内にガス噴出を行う対応したロッドの一方の端に機械的に接続されており、環状体の中の共通ガスパイプからのガスの流れをノズルに分配し、更に各ロッドの他の端が対応する操縦舵面（２）に接続され連携回転を生ずることを特徴とする請求項３、４、５又は６のいずれか一つに記載のシステム。
【請求項８】
耐熱材で形成された環状のスリーブ（２３）が対応するガスパイプ（１７）の出口の端の近くに取り付けられており、該スリーブは出口の端の内側で縦方向に動くことができ、各ロッドの中央部は回転軸（２０）を通し環状体に固定され、ノズルの各組は切頭円錐形の出口を有した曲がり管の形で形成されており、入口オリフィスは共通ガスパイプの出口オリフィスと向かい合っており、耐熱材で作られた環状のスリーブの内側直径と同じ直径であり、各ロッドの一番目の端と環状体の接触面は熱的に絶縁されることを特徴とする請求項７に記載のシステム。
【請求項９】
ノズルの各組が環状体内で切頭円錐形の端部を有した単一のまっすぐなチャネルの形で形成されており、環状体が放射状のオリフィス（２４）を含み、該オリフィスの中心線がチャネルの中心線に直角で同じ面内にある一方の端で当該まっすぐなチャネルの中央を通っており、他方の端が当該共通ガスパイプの出口ノズルに直角で異なる面の中にあり、これらのオリフィスの中心線が一番目の二つの面の交線の上にあり、各ロッドが当該放射状のオリフィス内で回転するように置かれた耐熱複合材で覆われ、更に断熱層で覆われたピン（２５）により端部の一方で環状体の上に固定されており、各ピンの上の複合材の覆いが排出オリフィス（２７Ａ）を含み組になったノズルの間でガス噴出を行うことを特徴とする請求項５に記載のシステム。
【請求項１０】
方位手段が一定の高さの間隔で（２９から３２）環状体内に行に置かれている衝撃ジェットエンジン（２９ｋから３２ｋ）の形で形成されており、各ジェットエンジンノズルが環状体内でガスパイプの縦方向中心線に直角に置かれており、各行が同じタイプで同じ大きさのジェットエンジンで形成されていることを特徴とする請求項４又は５に記載のシステム。
【請求項１１】
最小のパワーを有した少なくともジェットエンジンが行を形成し、該エンジンからの出口ノズルが前記環状体に正接していることを特徴とする請求項１０に記載のシステム。
【請求項１２】
一番目の行のエンジンにおいて、ノズルの出口での端の部分が環状体の回りの一方向に正接しており、一番目の行と同じタイプのエンジンを含む他の行において、出口での端の部分がすべて一番目の行の端の部分と反対の方向にあることを特徴とする請求項１０に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
発明の属する技術分野
本発明はミサイル発射システム、特にミサイル発射及び方位（又は定位置）システムに関する。本発明は小規模又は大規模な“地対空”、“空対空”又は“地対地”タイプのミサイルに使用される。
従来の技術
あらゆるミサイル発射及び方位システムにはパワー供給及び制御電子手段、及び前記電子手段の制御下における発射及び方位に必要な手段（機械的な打ち上げ技術手段等）が含まれている。
ミサイル発射及び方位システムは発射手段、気体力学操縦舵面及びその駆動装置、更にはガス発生器と該ガス発生器に接続されたノズルを基本的に備えた方位手段を含んでいる米国特許第３２８６９５６号に記載されているものとして知られている。
このシステムでは、ホットガスは操縦舵面の回転軸を通りミサイル本体内に位置しているガス発生器から、操縦舵面の後方に位置し該操縦舵面の翼板に平行に配向している反動噴出口を形成しているノズルに向かって進む。世界中には全方向の防御ができない（言い換えれば防御すべき対象物に対しあらゆる方向から突然現れる標的を捕らえることができない）ため近代化する必要のあるシステムが多数ある。理論的には、傾斜した発射支持体を有しているミサイルは、前述の周知のシステムを取りつけることにより近代化することができる。
しかし、これにはミサイルの設計に高価な多数の変更が必要であった。更に、この検討された発射及び方位システムは標的に向かい方向を変える時ミサイルの角速度を下げる操縦舵面の翼板に平行な反動噴出口のエネルギーをすべて使用していない。
発射手段、駆動手段を有した気体力学操縦舵面、更にガス発生器及び該ガス発生器に接続されたノズルを含む方位手段を備えたミサイル発射及び方位システム（国際特許ＷＯ９４／１０５２７）が知られている。幾つかの実施態様において、この周知のシステムにはガスダクトを通しノズルの組に接続されたガス発生器が含まれている。各組は向かい合った方向の二つの同一のノズルから構成され、その入口オリフィスはそれらの方向から来る出口オリフィスに隣接しており、更にその入口オリフィスは共通なガスパイプから来る出口オリフィスに隣接しており、直径は該パイプの出口オリフィスの直径と同一である。
この周知のシステムによりミサイルは操縦舵面の翼板に直角なノズルの組から排出される反動ジェットのため標的に向かい素早く向けられる。
しかし前述の米国特許システムも同じであるが、該ＷＯ特許の方位手段は操縦舵面とブロックを形成しており、気体力学特性を低下することなく小型のミサイルの設計をすることは難しい。更に、ミサイルが所要の方向に曲がった後、方位システムの不活性部分を取り除くことができない。このシステムは前述のように傾斜した発射を有するミサイルを近代化するためには使用することができた。
ＡＩＡＡ−９２−２７６３に掲載のＲｏｇｅｒ  Ｐ．Ｂｅｒｒｙによる“新型運動エネルギーミサイルの方位制御システムの開発”（ＡＤＫＥＭ）の論文に記載の操縦システムには発射手段、駆動装置のある気体力学操縦舵面及びミサイルの後方部に取りつけられる方位手段が含まれており、ノズルに接続されたガス発生器の上に形成されている。
この論文に記載のシステムはミサイルを大幅に変更することなく（前述の近代化を行うため）傾斜した発射を有するミサイルに適用することができる。このシステムにより機能をすべて終えた後、方位手段の不活性部分を取り除くことができる。しかし、システムが複雑であり、高有毒液体燃料（ヒドラジン）のみ使用するように設計された大規模な方位システムであり、このシステムを実現することが難しい。
前記方位手段は、ミサイル巡航エンジンの上のノズルにより排出されたガスの流れの上にあるため、該方位手段は標的に向かい曲がった後直に取り除く必要がある。更にこの除去は、巡航エンジンの点火の後直に行う必要があり、言い換えれば軍事行動が複雑となる発射領域の上で行われなければならず防御すべき対象が危険になる。
前述のミサイル発射及び方位システムのどれもが、例えば森林の中の設置位置から垂直に発射する難しい条件下にある接近された標準を捕まえることができない。これは、一番目にはこれらのシステムに対する発射手段の形成法によっており、該方法では標的に向かい方位操縦を完全に終了し巡航エンジンに点火するのに必要な４０ｍ程度の高さに速やかに到達することができない。
発明が解決しようとする課題
本発明により解決すべき問題は、発射領域から十分離れて方位手段の不活性部分を取り除くことができる大規模又は小規模なミサイルに使用することができる普遍的なミサイル発射及び方位システムを作ることである。該システムはできる限り費用の掛からないことが必要であり、更に傾斜した発射を行う全てのミサイルに使用でき、それ故全ての方向に防御することができる必要がある。
課題を解決するための手段
本発明によるミサイル発射及び方位システムには、発射手段と、駆動装置のある気体力学操縦舵面と、ミサイルの後方部分に位置し少なくとも一つのガス発生器及び該ガス発生器に接続されたパイプを含む方位手段を有しており、更に該システムはミサイルの本体に固く接続された環状体を含み、前記方位手段が該環状体内に位置し、該環状体の内側表面が切頭円錐形をしておりノズル断面を形成している断熱材で覆われており、該ノズル断面の輪郭がミサイル巡航エンジンノズルの輪郭と連続していることを特徴としている。
環状体にはエネルギーバランスが最適化され、使用後に方位手段による不活性部分が発射領域外で決められた瞬間に完全に切り離すことができるように飛行中にミサイルにより切り離す手段を有することができる。
一つの実施態様によれば、方位手段のノズルはノズル断面の縦方向中心線に直角な同じ面内にある。これによりミサイルを方向付けする時反動ジェットのエネルギーの使用を最適にすることができ、従って発射領域に近い標的を捕まえることができる。
垂直又は傾斜した発射の場合、発射手段は前後にカバーのある発射容器の形で与えられており、該容器の内側は円筒形の形をしてミサイルを入れるようにされており、圧力発生器が後方カバー及び切頭円錐形をした横方向の面を有した保護シャッターにより閉じられている容器の底にあり、横方向の面の輪郭が環状体ノズルの断面の面の少なくとも幾つかの部分と整合している。環状体の後方部分は周囲にバルブを含んでおり、その外径は容器の内径に等しい。該容器は、圧力発生器の出口オリフィスの上で環状体を取りつけるため使用される脆性要素が取りつけられている支持体を含んでいる。これはミサイルが圧力発生器を使用した発射容器から発射され、（例えば森林の中又は高い上部構造を有した船のデッキなどの）難しい発射条件下で、標的が発射領域の近くに突然現れる時でも標的を捕まえることができることを意味している。
本発明の良好な実施態様によれば、保護シャッターは巡航エンジンに向かい合う凸型である。シャッターを形成するこの方法により、以下に記載のように発射システム内での動作の信頼性と効率が最大になる。
発射容器は環状体の取り付け部分に排出オリフィスを備えることができ、該オリフィスの大きさは環状体内のバルブの回りに形成されたクリアランスを通してガスが流出するように選択されている。容器の前方のカバーは所定の圧力が容器内で上昇した時破壊するように作られている。これらの特徴により、必要な時ミサイルが発射される直前に最小のエネルギー消費で発射容器の前方のカバーの自己排出が行われる。
本発明の一番目の実施例では、ミサイル発射及び方位システムには環状体の上に固定されたロッドが取りつけられている。ガス発生器も環状であり、環状体内に形成されたガスパイプによりノズル定位置手段に接続されており、ノズルは全て同じであり同じ面内に組になっている。各組のノズルは向かい合った方向に位置し、環状体内の共通のガスパイプからノズル内にガス噴出を行う対応したロッドの一方の端に機械的に接続されている。各ロッドの他の端は対応する操縦舵面に接続され連携した回転が生ずる。従って、単一の駆動により気体力学操縦面と方向手段の回転制御が行われる。
本発明にはミサイル発射及び方位システムの一番目の実施例に対し二つの他の実施態様が含まれている。一番目の実施態様によれば、制御システムにはそれぞれの対応するガスパイプの出口の近くにある耐熱材で形成された環状のスリーブが取りつけられており、該スリーブは縦方向に動くことができる。各ロッドの中央部は回転軸を通し環状体に固定されている。ノズルの各組は切頭円錐形の出口を有した曲がり管の形で形成されており、入口オリフィスは共通ガスパイプの出口オリフィスと向かい合っており、耐熱材で作られた環状のスリーブの内側直径と同じ直径である。各ロッドの一番目の端と環状体の接触面は熱的に絶縁する必要がある。
本発明によるミサイル発射及び方位システムの該実施例の二番目の実施態様では、ノズルの各組は環状体内で切頭円錐形の端部を有したまっすぐなチャネルの形で形成されており、環状体が放射状のオリフィスを含み、該オリフィスの中心線がチャネルの中心線に直角で同じ面内にある一方の端で当該まっすぐなチャネルの中央を通っており、他方の端が当該共通ガスパイプの出口ノズルに直角で異なる面の中にあり、最後にこれらのオリフィスの中心線が一番目の二つの面の交線の上にあり、各ロッドが放射線のオリフィス内で回転するように置かれた耐熱複合材で覆われ、更に断熱層で覆われたピンにより端部の一方で環状体の上に固定されており、各ピンの上の複合材の覆いが排出オリフィスを含み組になったノズルの間でガス噴出を行う。
ミサイル発射及び方位システムの一番目の実施例のこれらの二つの実施態様は小型で、同等な技術を有しており、気体力学操縦舵面の駆動装置による方向づけに高度な動作上の信頼性を有することを特徴としている。
本発明によるミサイル発射及び方位操縦システムの二番目の実施例では、方位手段は環状体内で均一な間隔で並べられており、各ジェットエンジンのノズルは環状体内でガスパイプの縦方向の中心線に直角に向いており、それぞれの行は同じタイプで同じ大きさのジェットエンジンで形成されている。
この実施例は環状体内に方位手段を設置する容易性を特徴としており、気体力学の操縦舵面の制御及びピッチとヘッディングを制御する方位手段の制御を独立に決定できる。
ミサイル発射及び方位システムの二番目の実施例では、パワーの一番少ない少なくともジェットエンジンが行を形成し、該エンジンの出口ノズルの切頭円錐形の端の中心線が環状体の正接に向けられている。これによりミサイルのローリングが制御される。
本発明は、添付図面により説明される非制限的な例を参考にして幾つかの実施形態の詳細な説明を読むことにより、より良く理解できるだろう。なお、図中、
図１は、本発明の一番目の実施例の一番目の実施態様を示すミサイル発射及び方位システムの部分断面を有する側面図である。
図２は、図１の断面II−IIから見た方位装置のノズルにおける操縦システムの横断面図である。
図３は、図２の部分断面IIIの拡大図である。
図４は、本発明の一番目の実施例の二番目の実施態様を示す操縦システムの部分断面を有する側面図である。
図５は、図４の部分Ｖの拡大図である。
図６は、図４のVI−VIに添い方位装置のノズルの水平軸における操縦システムの環状体の横断面図である。
図７は、図６のVII−VIIに示すノズルの部分の操縦システムの縦断面図の拡大図である。
図８は、本発明の二番目の実施例を示す操縦システムの部分断面図を有した側面図である。
発明の実施の形態
本発明は以下にミサイルが地上の発射領域又は船から垂直に発射される場合を記載するが、該ミサイルはフライングキャリアから（水平に）発射することができ、及び／又は該ミサイルは装甲する必要がなく例えば無人標的にすることができることは明らかである。
ミサイル１の発射及び方位システム（図１）には、通常はミサイルの内側に収納される駆動手段（図示していない）を有した気体力学操縦舵面２と、環状体３と、（図１に図示していない）発射手段を含んでいる。環状体３はガス発生器４とミサイル１の環状体３の外部表面で開くノズル５を含んだ方位手段を含んでいる。ノズル６を有する巡航エンジンはミサイル１の本体内にあり、環状体３と同軸である。環状体３の内部表面は円錐形であり、例えば炭素を含む複合断熱材で覆われている。該表面はノズル７の一部を形成しており、その輪郭は（図４に図示するように）ミサイル巡航エンジン６のノズル６の輪郭と連続している。
環状体３はミサイル１が飛行中に切り離し、つまり排出されるように設計されており、爆発ボルト８及びパイロプッシュロッド９を使用してミサイル１の本体の上に固定されている（図４）。
発射手段には発射容器１０と、圧力発生器１１と、保護シャッター１２が含まれている（図４）。発射容器１０には前後にカバーが取り付けられている。内側は円筒形をしており、その大きさはミサイル１と収納された操縦舵面２が一緒に入る大きさである（上方のカバーのある容器の上側部分は図示していない）。圧力発生器１１は、発射容器１０の底にあり取りはずしができる後方のカバー１３により閉じられている。環状体３を取り付けるため使用される支持体１４は、容器１０の底にあり、該環状体３は発生器１１の上でミサイル１に取り付けられている。環状体３は例えば爆発ボルトである爆発成分により支持体１４に取り付けられている。環状体３が容器１０内のキャビティの内側の円筒形のガイダンス表面に沿ってスライドできるように、環状体の後方部分３ａは周辺にバルブ１５を含み、その外径は容器１０の内径に等しい。環状体３のノズル７の断面内で（プラグのように）気密性を有する保護シャッター１２は凸型をしており、円錐形の横表面を有し、その輪郭はシャッターが接触しているノズル７の断面の内側表面の輪郭と同じである。シャッター１２の凸部分は最小の直径で側部に置かれている（言い換えればミサイル巡航エンジンに面している）。シャッターは金属であり、又は例えば黒鉛添加物を有したエポキシ樹脂である複合断熱材で作られている。
発射容器１０はバルブ１５に面した環状体３の取り付け領域内にガス排出オリフィス１６を含んでいる（図５）。排出オリフィス１６の大きさは排出オリフィス１６を通るジェットの流れを考慮して選択されている。容器１０の前方のカバーは容器内に生ずる所定の圧力で破壊される必要がある。これは例えば、厚さが厳密に管理された発泡ポリウレタンである脆性ポリマで作ることができ、このカバーは容器１０の上で密閉して固定されている。
次に、このミサイル発射及び方位システムの二つの実施例について記載する。それぞれの実施例には環状体３に対するそれ自体の設計と方位装置に対するそれ自体の動作手順がある。一番目の場合、方位手段のノズル５は環状体３のガスパイプ７の長手方向の中心線に直角な同じ面内にあるが（図１、４、６及び７を参照）、二番目の実施例の場合、該ノズル５は幾つかの面内にある（図８参照）。しかし両方の場合、以下に記載することにより、ミサイル１の方向はピッチ、方向及び回転が制御される。
該システムの一番目の実施例は二つの他の実施態様を含んでいる。一番目の実施態様は図１、２及び３に示し、二番目の実施態様は図４、６及び７に示している。一番目の実施例の二つの実施態様では環状体３の中に置かれた（例えば固体燃料である）環状ガス発生器４が含まれており、ガス発生器４をノズル５に接続するガス供給パイプ１７がある（図１及び４を参照）。ノズル５は同一で組になっており、その中心線は同じ面内にあり各組にはそれ自体のガス入口１７がある（図２及び６を参照）。
各組のノズル５は互いに反対方向にあり、対応するロッド１８の一方の端に接続されている。ロッド１８の数は操縦舵面２の数に等しく４である。各ロッド１８は環状体３に接続されており、その二番目の端は操縦舵面２の後方の端を囲むロッド１８に蝶番で固定された“Ｖ”型フォーク１９を介して操縦舵面２に接続されており（図１と４を参照）バネ（図に示していない）により操縦舵面の方向に押される。このバネにより（フォーク１９−操縦舵面２の）組の相互作用が制御される。このように、以下の記載から判るように、これはロッド１８が操縦舵面２と共に回転するようにされていることを意味しており、ノズル５の各組に対し、各ガス導管１７から連続的に排出するガスの流れを所要の通り分配することができる。
本発明によるシステムの一番目の実施例の一番目の実施態様として、各ロッド１８の中央部分が回転軸２０を介して環状体に固定されており（図１参照）、各ロッド１８は一番目の先端で環状体３と接触しており、反対方向にある同軸の切頭円錐形の端部で終端する曲がったチャネルで形成されたノズル５の組を有している（図３を参照）。これらの曲がったパイプに対する入口オリフィスは共通なガスパイプ１７の出口オリフィスの近くで開いている。これらのオリフィスの領域では、環状体とそれに接触しているロッド１８の端は黒鉛添加物を有した複合材で作られた熱的な絶縁小板２１及び２２により保護されており、該小板２１及び２２は“ロッド１８−角度体３”の組内でオリフィスを通るホットガスの影響のもとで接触表面のエロージョンを防ぐのに必要である。小板２１及び２２は同じ複合材から作られる断熱スリーブ２３と組み合わせてこの保護機能を果たしている。各スリーブ２３は対応したノズル部７内に挿入されており、長手方向に自由に動き、言い換えればスリーブ２３の外径はガスパイプ１７の直径にほぼ等しい。パイプ２３の内径は曲がったパイプ５を有したノズル内の受けオリフィスの直径に等しくする必要がある。そうでなければ、以下の記載から判るように、該サブアッセンブリの動作は十分ではない。
本発明によるシステムの一番目の実施例の二番目の実施態様には、ノズルの組５の中に入るガスを制御する回転ディストリビュータが含まれ、図６及び７から判るように、該ノズルは直線チャネルで環状体３の内側に直接取り付けられ、反対方向を向いた切頭円錐形の端部を有している。該回転ディストリビュータは次のように作られている：放射状のオリフィス２４が（図７）、環状体３の中に掘られ、オリフィス２４の中心線はノズル５のまっすぐなチャネルの中心を通りこのまっすぐなチャネルの中心線に直角で同じ面内にあり、対応するガスパイプ１７の中心線に直角であり二番目の面内に置かれている。更に、これらの軸は一番目と二番目の面の交点にある。それぞれの放射状のオリフィス２４内には回転ピン２５があり、例えば、ボルト２６（図６を参照）によりロッド１８の一番目の端（図４を参照）に固く接続されている。各ピン２５及び環状体３内の放射状のオリフィス２４の接触表面は前述の複合材で作られた断熱層２７、２８で覆われている。断熱層２７及び２８の機能面での役割は、一番目の実施例の一番目の実施態様の小板２１及び２２の役割と同じ、即ち動く部品の組の接触表面の劣化を防ぐことである。溝２７ａはピン２５に加えられた複合材の層２７の周囲の部分の上に形成され、該溝の大きさにより各組のノズル５の間のガスノズル１７からのガスの噴出が制御されている。ガスが共通チャネル１７からノズル５の一方にのみ流れる位置から、ガスが２つのノズル５に等しく分配される位置までピン２５が回転するとき、変化が緩やかであるように溝２７ａの大きさが選択される。明らかに、各組の両方のノズル５に対し同時にガスの流れを遮断することはできない。層２７の中に形成された溝２７ａの深さはパイプ２５を保護するのに必要な断熱層の最小の厚さにより決定される。
図８に示す本発明によるシステムの二番目の実施例によると、方位手段として次の標準的な部品を使用することができる：周知の方法で作られた固体燃料で動作する衝撃ジェットエンジン。これらのジェットエンジンの多くが（例えば数１０のエンジン）環状体３の周囲に設けられ高さにそって均一に分布する行２９−３２に設けられる。各衝撃エンジン２９ｋ−３２ｋは環状体３の中に形成されたくぼみの中に固定されており、そのノズルはノズル７の断面の長手方向の軸に直角である。各行２９−３２は同一の衝撃エンジンから、言い換えれば対象とする行の中では同じ大きさで同じタイプのエンジンから作られている。異なる行のエンジンの大きさとタイプは異なっているか、又は同じ場合もある。以下に記載するように、このような標準の衝撃エンジンを使用することによりミサイルのピッチ及びヘッディング（ヨーイング）が制御される。
ミサイル１の横揺れ（ロール）を制御するため、小さな変更を標準の衝撃エンジンのノズルに行うことができる。これらのノズルの出口における切頭円錐形の端部は中心線が環状体３に正接する方向に置かれている。端部をこの方向に向けることは少なくともパワーが最小のエンジンの行、例えば行２９内の衝撃エンジンに対して必要である。明らかに、この場合、行２９の衝撃エンジンの半分は同じ方向に向けた端部を有する必要があるが（例えば、ノズル７の断面の中心線の回りに時計方向に）、他方他の半分は他の方向（反時計方向）に向ける必要がある。しかし、一つの行（例えば行２９）にある全ての端部を時計方向に向け他の行（例えば行３０）にある全ての衝撃エンジンを反時計回りに回転させても同じ結果が得られる。後者の場合、行２９と３０は同じタイプの衝撃エンジンで構成する必要がある。ミサイルの横揺れを制御するためパワーが最小の衝撃エンジンを使用することが好ましい。ミサイル１の横揺れを制御することはピッチ及びヘッディングを制御するのと同じ大きさの反動力を必要としない。
ミサイル発射及び方位システムは次のように動作する。
図１（図２及び図３も参照）、又は図４（図６及び図７も参照）、又は図８のいずれかにより作られる環状体３を有した例えば“地対空”タイプのミサイル１は垂直発射容器１０内に置かれ、後方のカバーは取り除かれる（図４及び８を参照）。ミサイル１はこのとき輸送段階に置かれる（言い換えれば操縦舵面が収縮している）。保護シャッター１２は環状体３のノズル７の断面に気密性を有して置かれている。環状体３は爆発ボルトにより支持体１４に接続されており、その後ろには圧力発生器１１が容器１０内に置かれ、後部のカバー１３ははじめに閉じており、容器１０が前方のカバーで密閉されている。本発明によるシステムが取り付けられ動作状態となる。
圧力発生チャージ１１の燃焼により形成されるガスは環状体３の後部の端で動作する容器１０の底に過大な圧力を生ずる。従って、シャッター１２は巡航エンジンが自然に点火する危険を避けるため発生器１１から出るホットガスからミサイル巡航エンジンを保護するノズル７の断面内に更に押しつけられる。ガスの幾らかはオリフィス１６を通し（図５を参照）容器１０の上側の気密キャビティに排出される。容器１０の前方のカバーの下の圧力が臨界レベルに達すると、前方のカバーが破壊され破片が外に排出される。容器の底の閉じた領域内の圧力が所要の値に達すると、支持体１４にミサイルを保持するボルトは破壊し、ミサイルのバルブ１５は容器１０の円筒形の案内表面の内側に沿ってスライドし、オリフィス１６を閉じ、ミサイルは上方に発射し、難しい発射条件下でミサイルの方向を定め巡航エンジンをスタートさせるためマヌーバを行うのに必要な所要の高さ（例えば４０ｍ）で排出される。
ミサイルが所要の高さに達した後、又は可能ならミサイルの軌道の上昇部分で、ミサイルを定位置に向けるマヌーバが行われる、言い換えればピッチとヘッディングとローリングが制御される。これらのマヌーバは環状体３を回転させる手段の実施態様により行うことが異なる。
一番目の実施例の一番目の実施態様では（図１、３）、ミサイル電子ブロックにより環状のガス発生器４が点火されると、ホットガスの噴出は全てのガスパイプ１７を通り同時に到達して、環状のリング２３にロッド１８の端に対し力を加え（従って、スリーブ２３は取りはずし可能な結合のクリアランスを密閉する）、ノズル５を通して排出され、更に環状体３に正接方向で軸に直角な方向、言い換えればミサイル１の軸に直角な面内に反動力を生ずる。これらの反動力は、軸２０のまわりに回転するロッド１８に、Ｖ型のフォーク１９により機械的に結合した制御舵面２の回転の制御と同時に制御される。操縦舵面２の中立的な位置では、図１に示すようにガスは全てのノズルの組５内の全てのノズルに等しい量で到達し、反動力の合力はゼロに等しい（図３を参照）。操縦舵面２の一つがいずれか側に最大角（２５から３９度）だけそれると、ロッド１８は約１０度回転し、ガスパイプ１７から出る全てのガスジェットは対応した組のノズル５の一つのみを通過する。このように操縦舵面２の角位置により対応するロッド１８の角位置が制御され、ガスジェットはロッド１８の角位置に比例してノズル５の間に分配され、従って操縦舵面２の気体力学面内に同じ符号で反動力を生じ、ミサイルのピッチと、ヘッディングと、ローリングを制御する。
環状体３の一番目の実施例の二番目の実施態様では（図４、６及び７）、方向性の反動力を生ずる原理は前述の原理と同じである。異なるのは、二番目の実施態様ではロッド１８の回転が操縦舵面２の回転により制御されそれによりピン２５の回転を生ずることである（図７を参照）。ピン２５の角位置により組となった各ノズル５に到達するガスの量、及び従ってノズルの組内の反動力の合成値が決定される。
環状体３の二番目の実施例に対し（図８）、ミサイル１を制御する反動力を形成する原理は前述の反動力と多少異なっている。ミサイル１の方向は気体力学的操縦舵面２が少しも関与することなく、例えばミサイルの電子回路内のコンピュータにより直接制御され所定の瞬間にスタートする衝撃反動エンジンにより制御される。ミサイルのピッチとヘッディングは行に並んだ３１から３２のより強力な衝撃エンジンをスタートさせることにより変化し、該エンジンのノズルにより放射状の反動力が発生する。ミサイルが傾斜する面の方向は行２９及び３０の低出力衝撃エンジンにより決定され、該エンジンのノズルにより環状体３に正接な反動力が発生する。
ミサイル巡航エンジンは標的の方向にミサイルを向けるマヌーバが終了するとスタートする。巡航エンジンの動作の間発生するガスにより保護シャッター１２が容易に排出され（図１、４及び８を参照）、該ガスは環状体３のノズル７の断面を通し自由に排出され、ミサイルの速度を増加する。ノズル７の断面の輪郭は巡航エンジンのノズル６の輪郭と連続しているので、該巡航エンジンのノズルの円錐形は最適であり、動作の間巡航エンジンの反動力から来る衝撃を増加し、すでに機能を果たした方位手段による環状体３の不活性部分があることによるスピードの損失を補償する。このように、ミサイルはエネルギーの消費を追加することなしに発射領域から十分遠くに不活性部分を運び、必要があれば該ミサイルは所定の瞬間に所定の位置で不活性部分を切り離すことができる。これを行うため、爆発ボルト８は破壊され、最初の衝撃を発生してパイロプッシュロッド９（図４を参照）を使用して、巡航エンジンが動作してからミサイル外で機能を果たした方位手段を含む環状体３の不活性部分を切り離す。
終わりに、本発明は機能を行った後方位手段の不活性部分を切り離す必要を取り除くことにより、最小のエネルギー消費で困難な環境下にある発射領域の近くに突然現れた、標的を捕まえることができ、更に同時にミサイルを発射することにより生ずる発射領域に対する有害な影響を最小にできる。本発明は大規模なミサイル又は小規模なミサイルにも同様に適用できる。更に、本発明は前述の全ての特性を利用するようにある角度で発射する現存のミサイルに最小の変更を行うため使用できる。ミサイルの発射及び方位操縦システムの実施態様の特別な場合に提供した３つの変更により受ける特性パラメータは等しい。他の実施態様の一つを選択することは使用するミサイルの特別な性質により左右される。幾つかの環境下で使用される手段は他の条件下では適応性が少ない場合がある。
【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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