【誤訳訂正書】
【提出日】平成24年10月1日(2012.10.1)
【誤訳訂正１】
【訂正対象書類名】特許請求の範囲
【訂正対象項目名】全文
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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を前記後部部分から解除するように構成されている、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、複数の開孔を有し、ハウジングの周囲に、前記ハウジングを中心として環状に延在する単一のグリッドフィンであるグリッドフィンと、
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を前記後部部分から解除するように構成されている、取外し可能な航空力学的安定化システム。
【請求項４】
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５】
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４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複数の尾翼の間に整列されている請求項４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８】
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９】
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。
【請求項１０】
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３記載の航空力学的安定化システム。
【請求項１１】
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３記載の航空力学的安定化システム。
【請求項１２】
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。
【誤訳訂正２】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００１７
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正３】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００２０
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正４】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００２４
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正５】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００２９
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正６】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００４３
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正７】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００４５
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。
【誤訳訂正８】
【訂正対象書類名】明細書
【訂正対象項目名】００４９
【訂正方法】変更
【訂正の内容】
【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。