(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
方向舵ブレード（Ｒ）が方向舵軸（Ｗ）に取り付けられ、且つミサイル機体（ＦＫ）に固定された付属具（Ｂ）に支承されると共に方向舵駆動レバー（Ｈ）によって旋回可能である誘導ミサイル用方向舵固定装置であって、
前記付属具（Ｂ）が、ミサイル機体（ＦＫ）の外側に、少なくとも部分的に筒状の外側輪郭（Ｂ２）と、凹部（Ｂ３）とを有する支承部（Ｂ１）を備え、該凹部（Ｂ３）は、対応して形成された方向舵軸（Ｗ）のミサイル側の端部（Ｗ１）を軸受（Ｌ，Ｌ）を介して回転可能に支承し、凹部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ１）の直径（ｄ１；ｄ２）がミサイル機体の方向に先細りになっていることを特徴とする誘導ミサイル用方向舵固定装置。
【請求項２】
前記支承部（Ｂ１）がそのミサイル側に、方向舵（Ｗ）と係合する方向舵駆動レバー（Ｈ）が貫通するための貫通用開口（Ｂ４）を有することを特徴とする請求項１に記載の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
【請求項３】
前記支承部の凹部（Ｂ３）から突出する方向舵軸（Ｗ）の部分（Ｗ２）は、先細りに形成されており、その直径は方向舵側端部の方へ先細りになっており、方向舵ブレード（Ｒ）を固定するためのスリット状凹部（Ｗ４）を有することを特徴とする請求項１に記載の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
【請求項４】
方向舵ブレード（Ｒ）が支承部（Ｂ１）の筒状部分（Ｂ２）をその基部（Ｂ０）まで包囲していることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
【請求項５】
方向舵軸（Ｗ）がセラミック製ニードル軸受（Ｌ）に支承されていることを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載の誘導ミサイル用方向舵固定装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、方向舵ブレードが方向舵軸上のミサイル機体に固定された接続用付属具(Interface-Beschlag)に支承され、さらに方向舵ブレードが方向舵駆動レバーによって旋回可能となった、誘導ミサイル用方向舵固定装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
上記のような装置はＤＥ１９６３５８４７Ｃ２から知られている。
【０００３】
現代の戦闘機では、空気抵抗を減少させ且つレーダー信号(Radarsignatur) に良い影響を及ぼすように、中距離用誘導ミサイルが胴体に一部分埋め込まれた配置で共に運ばれる。
【０００４】
航空機との接続部の形状は、目下採用されているＡＭＲＡＡＭ（The Advanced Medium Range Air-to-Air Missile）型空対空誘導ミサイルによって設定されており、例えばユーロファイター(Eurofighter) ＥＦ２０００のプロトタイプの場合もこの形状で実現化されている。この航空機胴体には、ＡＭＲＡＡＭの方向舵及び翼のために、幅４１mmのスリット状凹部が設けられている。
【０００５】
ラムジェットにより駆動されるＡＭＲＡＡＭの従ミサイル(Nach-folgeflugkoerper)の場合、内側空間が殆ど完全にラム燃焼室により塞がれているので、方向舵をミサイル胴体に取り付けなければならない。この結果、一般的に、ミサイル構造の外側があまりにもかさばる構造となり、それ故、前記ミサイル構造は、ＡＭＲＡＡＭによって設定された航空機との接続部 (Flugzeuginterface)に適合したものとなることはできない。
【０００６】
つまり、その場合、ミサイルを予め設定された４１mm幅の航空機胴体の凹部に接触しないように挿入することが困難となる。即ち、全ての場所において、数mm程度の最小の自由空間( Mindest-Freigaengigkeit)が保持される必要がある。
【０００７】
それ故、同一の航空機との接続部に、交換可能なラムジェットにより駆動されるミサイルを取り付けるという要求を、従来の解決法で満足することは困難である。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、必要な空間的な条件を満たすのみならず４マッハの巡航速度が生ずるときに発生する機械的及び熱的負荷に対しても適合した先に述べた種類の装置を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記の課題は請求項１の特徴部分に記載の特徴によって解決される。即ち、方向舵ブレード（Ｒ）が方向舵軸（Ｗ）に取り付けられ、且つミサイル機体（ＦＫ）に固定された付属具（Ｂ）に支承されると共に方向舵駆動レバー（Ｈ）によって旋回可能である誘導ミサイル用方向舵固定装置であって、前記付属具（Ｂ）が、ミサイル機体（ＦＫ）の外側に、少なくとも部分的に筒状の外側輪郭（Ｂ２）と、凹部（Ｂ３）とを有する支承部（Ｂ１）を備え、該凹部（Ｂ３）は、対応して形成された方向舵軸（Ｗ）のミサイル側の端部（Ｗ１）を軸受（Ｌ，Ｌ）を介して回転可能に支承し、凹部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ１）の直径（ｄ１；ｄ２）がミサイル機体の方向に先細りになっていることを特徴とする。これによって、従来のミサイル方向舵ブレード用の凹部を有する支持体にミサイルを挿入するのに、有利な寸法にすることができる。凹部（Ｂ３）及び方向舵軸（Ｗ１）の直径（ｄ１；ｄ２）がミサイルの方向に先細りになって、付属具（Ｂ）と方向舵軸（Ｗ）の横断面変化は理想的な仕方となっているため、最小限の寸法で極端な負荷変化に適合することができる。
【００１０】
また、本発明の別の有利な態様は下位の請求項から明らかになる。即ち、請求項２記載の発明は、請求項１記載のものにおいて、前記支承部（Ｂ１）がそのミサイル側に、方向舵（Ｗ）と係合する方向舵駆動レバー（Ｈ）が貫通するための貫通用開口（Ｂ４）を有することを特徴とする。
【００１１】
また、請求項３記載の発明は、請求項１に記載のものにおいて、前記支承部の凹部（Ｂ３）から突出する方向舵軸（Ｗ）の部分（Ｗ２）は、先細りに形成されており、その直径は方向舵側端部の方へ先細りになっており、方向舵ブレード（Ｒ）を固定するためのスリット状凹部（Ｗ４）を有することを特徴とする。これにより、方向舵ブレード（Ｒ）と方向舵軸（Ｗ）との組立を簡単に行うことができる。
【００１２】
また、請求項４記載の発明は、請求項１乃至３の何れかに記載のものにおいて、方向舵ブレード（Ｒ）が支承部（Ｂ１）の筒状部分（Ｂ２）をその基部（Ｂ０）まで包囲していることを特徴とする。
【００１３】
また、請求項５記載の発明は、請求項１乃至４の何れか一項に記載のものにおいて、方向舵軸（Ｗ）がセラミック製ニードル軸受（Ｌ）に支承されていることを特徴とする。これにより、コスト的に有利に構成することができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
【００１５】
発明の詳細は下位の請求項、及び実施例を表す図面から明らかになるであろう。図１は本発明品の周囲の環境を示している。ミサイル運搬体Ｆ（この場合、航空機の胴体即ち支持面）の外側輪郭に一定の予め定められた４１mmの幅の凹部があり、この凹部は、出撃態勢の整ったミサイルＦＫ（ＡＭＲＡＡＭ）において、航空機の方に向いた方向舵ブレードＲを受け入れるのに使われる。前記空間部は適合可能なミサイル(kompatible Flugkoerper)に合ったものでなければならない。
【００１６】
図２ないし図４は、本発明によるラムジェット駆動ミサイル用のＡＭＲＡＡＭに適合可能な方向舵取付部の構造の原理を示す。図２は、ミサイルＦＫの方向に方向舵軸Ｗを見た本発明の解決手段を示す。図３は、装置断面と接続用付属具Ｂ及び方向舵軸Ｗの主要素の曲げ荷重図ＢＬを示す。
【００１７】
ミサイル機体ＦＫの薄壁ラムジェット燃焼室(Staubrennkkammer)に固定するための接続用付属具Ｂは、ミサイル機体ＦＫに固定するための、ボルト等の結合手段を受け入れる貫通孔を有し、ミサイル機体ＦＫに固定される基部Ｂ０と、円筒形の外側直径部（外側輪郭部）Ｂ２と、円錐状凹部Ｂ３とを有する支承部Ｂ１を備えている。この外側輪郭部Ｂ２は、互換性及び自由空間性を保証しており、外側輪郭部Ｂ２の内部にある円錐状の円錐形凹部Ｂ３は、その横断面がミサイル機体ＦＫの方向に先細りとなっている。そして、このように横断面が変化する円錐形凹部Ｂ３は、方向舵に作用する空気動力Fqによってひき起こされる曲げ荷重に適合せしめられている。
【００１８】
付属具Ｂの円錐状凹部Ｂ３の内側には、セラミック製ニードル軸受Ｌ、Ｌに支承された方向舵軸Ｗが収容されている。方向舵軸Ｗの横断面変化は、円錐形凹部Ｂ３に対応して、ミサイル機体（ＦＫ）の方向に先細りとなっており、その軸受される直径ｄ１（２２mm）とｄ２（１２mm）とを選択することによって、方向舵軸Ｗに作用する荷重変化に同様に適合せしめられる。方向舵軸Ｗは、スリット状凹部Ｗ４内に方向舵Ｒを受け入れており、この方向舵Ｒは図４に示すように接続用付属具の外側輪郭部Ｂ２の筒状部分を根元まで包囲している。スリット状凹部Ｗ４は図２では左半分のみ図示しているが、全幅に亘り伸びており、方向舵ブレードＲを簡単に着脱できる任意の固定方法によりしっかりと受け入れている。
【００１９】
付属具Ｂ内側で方向舵駆動レバーＨは方向舵軸Ｗに確実に係合するように形状を合わせて結合されている。付属具Ｂの支承部Ｂ１の基部Ｂ０には、そのミサイル機体ＦＫ側に、方向舵駆動レバーＨが貫通する貫通用開口Ｂ４が形成されている。方向舵駆動レバーＨは始めに述べた公報に説明されているように電磁制御システムにより操作することができる。
【００２０】
上記した装置は多数の利点を有している。
【００２１】
付属具Ｂと方向舵軸Ｗの横断面変化は理想的な仕方で、最小限の寸法で極端な負荷変化に適合し得る。
【００２２】
前記装置の主な構成要素は簡単な加工工程でコスト的に有利に製造することができ、組立てることができる。
【００２３】
ミサイルの巡航飛行において４マッハまでの速度のとき空気力学的加熱のために生ずる高い熱負荷によって、主構成成分を均一に加熱し、それ故、ベアリング要素としてコスト的に有利な典型的な高温セラミック製ニードルベアリングの装置が使用可能になる。
【００２４】
方向舵接続部にあるスリット状凹部Ｗ４の構成、即ち方向舵Ｒと方向舵軸Ｗの結合部の構成は、戦闘状況下で標準の工具で方向舵ブレードの簡単な作製及び迅速な組立てを可能にする。
【００２５】
方向舵の接続部も、方向舵ブレードの圧力中心の近くに位置するので、基部の曲げモーメントは、支承点で小さくなる。
【００２６】
更に、ミサイルは、ミサイル接続付属具Ｂ及び方向舵駆動レバーＨの外方面を簡単に且つ完全に隠すことができる。なぜならば、相対運動する位置が、接続用付属具の外側端に位置づけられるからである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の装置の周囲を示す略図である。
【図２】本発明の装置の平面図である。
【図３】本発明の装置の平面図及び部分断面図である。
【図４】本発明の装置の別の部分断面図である（凹部Ｗ４は省略している）。
【符号の説明】
Ｆ    ミサイル運搬体
ＦＫ  ミサイル
Ｒ    方向舵ブレード
Ｗ    方向舵軸
Ｗ１  方向舵軸のミサイル側の端部
Ｗ２  方向舵軸の部分
Ｂ０  支承部の基部
Ｂ    接続用付属具
Ｂ１  支承部
Ｂ２  外側輪郭
Ｂ３  凹部
Ｂ４  貫通用開口
Ｈ    方向舵駆動レバー
ｄ１  直径
ｄ２  直径
Ｌ    セラミック製ニードル軸受
【図１】
0004560206.tif 000002
【図２】
0004560206.tif 000003
【図３】
0004560206.tif 000004
【図４】
0004560206.tif 000005