(57)【要約】分解可能なジェット翼22/30 は複合構造であり、支持フレーム38と、フレーム38の前方エッジ42に接続されているプラグ前縁40と、支持フレーム38の側壁上の絶縁層44とを有する。分解可能なジェット翼材料は操縦制御のために通常の外部空気力学的制御フィンを使用するのに十分な速度をミサイルが得るまで、ロケットのブーストの最初の数秒間の期間中、ミサイルの操縦に関連する圧力および熱負荷に耐える材料である。制御が一度外部フィンに移ると、ジェット翼は排気流中で迅速に均一に分解する。分解可能なジェット翼は固体のロケットモータノズルの排気流から操縦ジェット翼を除去する軽量で確実な手段を提供する。【選択図】図５
2004524501.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
フレーム（38）と、フレームの少なくとも１部分上の熱保護層（44）とを具備している分解可能な推力ベクトル制御翼（22/30 ）。
【請求項２】
フレームの少なくとも前方エッジ（42）上に腐食防止材料をさらに具備している請求項１記載の分解可能な制御翼。
【請求項３】
腐食防止材料はカーボン−カーボン構造と、セラミック、カーバイド、および金属材料を含むグループから選択された構造上の表面被覆とを含んでいる請求項２記載の分解可能な制御翼。
【請求項４】
フレームはグラファイトで補強された有機物樹脂を含んでいる請求項１乃至３のいずれか１項記載の分解可能な制御翼。
【請求項５】
グラファイトで補強された有機物樹脂は、ＰＭＲ−１５ベースのポリイミド、ＰＴシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミドＮを含むグループから選択された１以上の樹脂を含んでいる炭素で補強された高温の有機物樹脂である請求項５記載の分解可能な制御翼。
【請求項６】
熱保護層はアブレーション絶縁体を含んでいる請求項１乃至５のいずれか１項記載の分解可能な制御翼。
【請求項７】
熱保護層は切り刻まれた水晶、炭素、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された１以上の材料を含んでいる請求項１５記載の分解可能な制御翼。
【請求項８】
排気噴流を発生するミサイルを推進するモータを有しているミサイル（10）用の推力ベクトル制御システム（20）において、
請求項１乃至７のいずれか１項記載の制御翼（22/30 ）と、制御翼の方向を制御するための制御アセンブリとを含んでおり、システムは制御翼が排気噴流の通路（18）内にあるようにミサイルに取付け可能に構成されている推力ベクトル制御システム（20）。
【請求項９】
排気噴流を発生するミサイルを推進するためのモータと、排気噴流の通路（18）内に取付けられた請求項１乃至７のいずれか１項記載の制御翼（22/30 ）とを具備しているミサイル（10）。
【請求項１０】
発射中にミサイル（10）を操縦する方法において、
可動の制御翼（22/30 ）をミサイルの排気噴流の通路（18）に位置させ、ミサイルを発射し、ミサイルを操縦するために翼を制御可能に動かし、ミサイルの発射によって排気噴流を排出し、予め定められた時間期間内に排気噴流内の翼を分解するステップを含んでいる方法。
【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、特に発射中にミサイルを操縦するために使用されるミサイルの機尾に取付けられた推力ベクトル制御翼およびシステムと、このような制御翼を製造および使用する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明は米国防衛省により与えられた契約番号DASG60-98-C-0061において米国政府の支持下で行われる。米国政府は本発明においてある権利を有する。
航空機および幾つかの巡航ミサイルを含む攻撃ミサイルは例えばしばしば敵のレーダによる検出を避けるため低い高度で飛行する。このような状態では、船等のターゲットは向かってくる航空機またはミサイルにより与えられる脅威を識別して防衛ミサイルを撃つ等の対抗策を行うために数分間しかない。したがって防衛ミサイルを位置付けて攻撃ミサイルの効力を非常に迅速になくさせることが望まれている。
【０００３】
地上のまたは船が搭載する防衛ミサイルは実質上垂直に向けられた円筒体（カニスタ）から通常発射される。ミサイルは通常、ミサイルの誘導のために外部の空気力学制御表面を含んでいる制御システムを操縦する。その空気力学制御表面またはフィンが任意の大きな機動力に対して影響できる前に、ミサイルは空気力学制御表面上に十分な空気を流れさせて空気力学制御を行うためにここでは空気力学制御速度と呼ぶある最小の速度に到達しなければならない。弾道発射軌道では、ミサイルは空気力学制御表面がミサイルをピッチオーバーさせ、向かってくるミサイルの脅威の探索を開始させる前に数千フィートの高度に到達する。結果として、弾道発射軌道は効率的ではなく、時間がかかり、最適なターゲット検出と追跡のためのミサイルセンサの視線能力を限定する。
【０００４】
多数のシステムが空気力学制御速度に到達する前にミサイルを操縦し向かってくる脅威を感知した後の応答時間を減少するために開発されている。しかしながら、現在の最新の装置は幾つかの使用で通常許容可能であるが、多くの応用では不適切であることが発見されている。例えばミサイルのフィンに取付けられている補助的な推進装置で形成されている取外し可能なジェットタブシステムは折り畳み型の制御表面とは両立しない。折り畳み制御表面は通常厳格な容積の制限を有する発射カニスタにミサイルが設置されるために必要である。取り外し可能なジェットタブシステムはミサイルの胴体に対して外部のジェットタブが占有する付加的な容積のために発射カニスタの断面積の増加を必要とする。
【０００５】
既存のシステムは取外し可能ではないまたは除去可能なもののいずれかに分類されることができ、後者はしばしば冗長制御電子装置を具備している。取外し可能ではないシステムはミサイルの軌跡を通じてロケットの推力劣化により射程距離と性能を限定する。取外し可能な自己付勢機構は取外し可能ではないシステムよりも重く、本質的に複雑である。複雑性の増加により信頼性が減少し、重量の付加はミサイルの発射とターゲットまで飛行するためのロケット推進力をさらに必要とする。アクチブに取外し可能なシステムは花火用の付勢される射出機構と開放可能なパワー結合駆動を通常使用し、これは重量、複雑性、多数の操作の故障の危険性を招く。さらに、制御システムを射出する動作はミサイルをその目的とする軌跡から外す。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来のシステムの欠点を克服するために、制御の目的でロケットエンジンの排気噴流（プルーム）中に機構を配置するシステムが開発されており、発射のときに直ちに制御を行う。通常、その目的はミサイルをピッチオーバー（縦軸と発射中の先の飛行方向を横切る軸を中心にするミサイルの回転）することであり、ローリングはミサイル誘導システムの動作を通常妨害し、制御表面を排気噴流内に位置させることにより低速度において最小にされる問題である。
【０００７】
ロケットエンジンの排気ガスの通路に置かれ、ある時間期間後に分離するいわゆる“腐食性”制御表面が開発されている。しかしながら、これらの通常よりも大きなピースの頻繁な分離は許容できない。したがって、発射および飛行中にミサイルから大きい部片の材料が排出されることを避けることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は推力ベクトル制御ジェット翼と、ジェット翼制御システムと、このようなジェット翼を有するミサイルと、このようなジェット翼の製造方法を提供する。ジェット翼はミサイル発射において推進噴流を逸らすことによりビークルの操縦力を発生する空気力学表面を形成する。空気力学制御速度に到達し、ビークルの機体に対して外部の空気力学制御表面が命令の権限を有するとき、ジェット翼は推進噴流中で粒状の粒子に分解する。それ故、ロケットモータの推進効率または特別なインパルスは発射操作の実行に必要とされる以上には劣化せず、応答時間は減少され、ミサイルはターゲットまでの付勢された飛行の空気力学制御相中に、改良された運動性能を示す。
【０００９】
分解可能なジェット制御翼はミサイルの設計、構造および／または性能において多くの利点を提供する。例えば分解可能な制御翼はミサイルシステム全体に対する望ましい最小の非効率を決定するための多くは回りくどい実施手段を除去または最小にする。制御翼は時間ベースで適切に崩壊し、発射時に直ちにピッチ、ヨー、ローリングを制御するようにミサイルを操作するため分解可能な制御翼を提供する。ロケットモータ推進効率または特別なインパルスは発射の操作を実行するのに必要な以上には劣化されず、したがってミサイルはターゲットへの付勢された飛行相中に、改良された運動性能を示す。延長した距離における高い移動性のターゲットの迎撃はさらにピッチオーバー後の制御翼の分解可能な放棄によって強化される。花火付勢される射出機構による付勢がない推力翼の制御動作の容易さと、システムの簡潔さから得られるより大きな信頼性は価格と危険性を減少する付加的な利点である。
【００１０】
分解可能な制御翼は時間限定に基づいて異なる個々の機能を行うように設計されている多数の進歩した複雑な材料の使用により可能であり、既知の高温性能特性と環境の制限を利用することにより、組合わされた予めプログラムされた構造能力を実現するため共に一体化または積層される。結果として、本発明により製造された複雑な制御翼の故障は従来の“腐食”材料設計では予見できなかった方法で正確に制御されることができる。複雑な分解可能なジェット翼は推力ベクトル要求により低速度の表面発射応用のための高性能ミサイルを改装する廉価で処理可能な推力ベクトル制御方法も提供する。
【００１１】
分解可能なジェット翼は固体のロケットモータノズルの排気流から操縦ジェット翼を除去する軽量で信頼性のある手段を提供する。分解可能なジェット翼材料は、ミサイルの操縦制御のために通常の外部空気力学制御表面を使用して十分な速度を獲得するまで、ロケットのブーストの最初の数秒間、ミサイルの操縦に関連する圧力および熱的負荷に耐える。制御が外部のフィンに移されると、ジェット翼は排気流中で迅速に均一に分解される。
【００１２】
本発明の１特徴によると、分解可能な推力ベクトル制御翼はフレームと、フレームの少なくとも１部分上の熱保護層とを含んでいる。本発明の実施形態によれば、分解可能な制御翼はフレームの少なくとも前方エッジ上に腐食防止材料をさらに含んでいる。この腐食防止材料はフレームの前方エッジに取付けられた挿入部を形成し、その挿入部はカーボン−カーボン構造と、その構造上のセラミック、カーバイド、金属材料を含むグループから選択された表面被覆とを含んでおり、表面被覆は硼化ハフニウムセラミック、硼化ジルコニウムセラミック、炭化ハフニウム、炭化タンタルまたは金属レニウム耐火被覆を含むグループから選択された１以上の材料を含んでおり、表面被覆は通常約５千分の１インチ（０．１２７ｍｍ）の厚さよりも小さい厚さを有し、さらに挿入部はセラミックおよび酸化物ベースの酸素透過性および揮発性バリアから選択された１以上の材料を含んでおり、挿入部は通常フレームに接続されたＴのテールを有するＴ型断面を有し、および／または挿入部は通常フレームに取付けられたＵ字形のオープンエンドを有するＵ型断面を有する。
【００１３】
本発明の１以上の実施形態によると、フレームはグラファイトで補強された有機物樹脂を含み、グラファイトで補強された有機物樹脂はＰＭＲ−１５ベースのポリイミド、ＰＴシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミド（Ａｖｉｍｉｄ）Ｎを含むグループから選択された１以上の樹脂を含んでいる炭素で補強された高温の有機物樹脂であり、熱保護層はアブレーション絶縁体を含んでおり、熱保護層は切断された水晶、炭素、シリカファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された１以上の材料を含んでおり、制御アセンブリはフレームに接続されている制御シャフトを含んでおり、制御シャフトは耐火性材料から形成され、および／またはフレームはほぼ平面であり、制御翼はフレーム面に通常垂直の平面に延在する一体化されたブラスト遮蔽体をさらに具備している。
【００１４】
さらに別の実施形態の分解可能な制御翼は翼の方向を制御するためにフレームに接続された制御アセンブリを含んでいる。
本発明の別の特徴によれば、排気噴流を発生するミサイルを推進するモータを具備したミサイル用の推進ベクトル制御システムは、分解可能な制御翼と、制御翼の方向を制御するための制御アセンブリとを含んでいる。このシステムはミサイルに取付け可能であり、それによって制御翼は排気噴流の通路内に位置される。
【００１５】
本発明の別の特徴によれば、ミサイルは排気噴流を発生するミサイルを推進するためのモータと、排気噴流の通路内に取付けられた分解可能な制御翼を含んでいる。
本発明のさらに別の特徴によれば、発射中にミサイルを操縦する方法は、可動の制御翼をミサイルの排気噴流の通路中に配置し、ミサイルを発射し、ミサイルを操縦するため翼を制御可能に動かすステップを含んでいる。ミサイルの発射ステップは排気噴流を排出するためにモータを点火し、予め定められた時間期間内に排気噴流内の翼を分解する。
【００１６】
本発明の１以上の実施形態によれば、制御翼を動かすステップはピッチ、ヨー、ロールの制御を行うために制御翼を動かすことを含んでいる。
本発明のさらに別の特徴によれば、分解可能なミサイル制御翼を製造する方法は、グラファイトで補強された有機物樹脂でフレームを形成し、熱保護層をフレームに被覆することを含んでいる。
【００１７】
本発明の１以上の実施形態によれば、フレームを形成するステップは、ＰＭＲ−１５ベースのポリイミド、ＰＴシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミドＮを含むグループから選択された耐高温性有機物樹脂を使用することを含んでおり、熱保護層を被覆するステップはアブレーション絶縁体をフレームに積層することを含んでおり、熱保護層を設けるステップは切り刻まれた水晶、炭素、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された１以上の材料を積層することを含んでおり、熱保護層を設けるステップは圧縮モールドを含んでおり、熱保護層を設けるステップは連続的なファイバで補強された積層体をフレームへラッピングすることを含んでおり、熱保護層を設けるステップは複数の穴をフレームへ穿孔し、熱保護層を付加的な接着剤で取付けするために穴へモールドすることにより熱保護層をフレームへ機械的にインターロックすることを含み、フレームを形成するステップは金属のシャフトをフレームへ取付けることを含んでおり、および／または熱保護層を形成するステップは少なくともシャフトの一部を覆って熱保護層を形成することを含んでいる。
【００１８】
１以上の実施形態は、腐食防止材料をフレームの前方エッジに取付けるステップをさらに含んでおり、この腐食防止材料を取付けるステップはカーボン−カーボン挿入部を形成することを含み、カーボン−カーボン挿入部を形成するステップは、炭化シリコンと耐超高温セラミックを含むグループから選択された材料で強化されている硼化ジルコニウムセラミックと硼化ハフニウムセラミックを含んでいるグループから選択された材料から形成されている被覆を設けることを含んでおり、被覆を設けるステップは溶融されたスラリープロセスの使用を含んでおり、被覆を設けるステップは約５千分の１インチ（０．１２７ｍｍ）の厚さよりも通常小さい厚さである被覆を形成することを含んでおり、被覆を設けるステップは、移行結合層として粘着性の反応焼結材料を使用することを含んでおり、移行結合層を使用するステップは炭化ハフニウム、硼化ハフニウムを含んだグループから選択される材料を使用することを含んでおり、腐食防止材料を取付けるステップは、酸素透過性バリアおよび揮発性バリアを含んだグループから選択された被覆を設けることをさらに含んでおり、被覆を設けるステップはセラミックと酸化物ベースの被覆を含んだグループから選択された被覆を設けることを含んでおり、挿入部を形成するステップは炭化シリコンファイバで補強されている硼化ジルコニウムセラミックと硼化ハフニウムセラミックを含んでいるグループから選択された材料の使用を含んでおり、挿入部を形成するステップは耐超高温セラミックの使用を含んでおり、挿入部を形成するステップはフレームに接続されたＴのテールを有するほぼＴ型断面を有する挿入部を形成することを含んでおり、および／または挿入部を形成するステップはフレームに取付けられたＵのオープンエンドを有するほぼＵ型断面を有する挿入部を形成することを含んでいる。
【００１９】
本発明のさらに別の特徴によれば、推力ベクトル制御翼は構造上の支持体を一時的に設けるためのフレームと、フレームを一時的に熱的に隔離するため少なくともフレームに与えられる熱保護積層と、粒子の衝突からフレームを一時的に遮蔽するためフレームの前縁に接続された腐食防止挿入部との組合わせを含んでいる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
本発明の前述および他の特徴を以下十分に説明し、特に本発明のある例示的な実施形態を詳細に説明する特許請求の範囲、以下の説明、添付図面で指摘し、実施形態は本発明の原理が使用される種々の方法の１つを示したものである。
本発明は推力ベクトル制御ジェット翼、ジェット翼制御システム、このような制御翼（推力翼またはジェット翼とも呼ぶ）を備えたミサイルと、このような制御翼を製造する方法を提供する。制御翼はミサイル発射でロケット排気噴流を偏向することによりビークルの操作力を発生する制御表面を形成する。複合制御翼の製造方法は、アブレーション有機物合成材料および耐火性材料の両者を使用することを含んでいる。制御翼は（空気力学的制御速度と呼ばれる）十分な速度が得られ、機体外部の空気力学的制御表面が操作制御を行うとき、排気噴流内で粒子状または塵埃程度の寸法の粒子へ一定時間に破壊されるように設計されている。本発明により提供されるジェット翼制御システムはもとのミサイル設計に一体化されてもよく、またはキットの一部或いは改装としてミサイルに付加されてもよい。
【００２１】
１例のミサイル10が図１に示されている。ミサイルはロケットモータおよびミサイルペイロード（図示せず）を含んでいる機体または胴体12を有する。ミサイルが空気力学制御速度に到達すると、ミサイルは制御された飛行を行うように胴体から外方向に突出する翼またはフィン14により形成されている１以上の空気力学的制御表面も含んでいる。ロケットモータは通常ミサイルの後部または機尾部分16方向に位置されており、通路18に沿ってミサイルの後端部へ延在する（図１の右方向）排気噴流によって推力が与えられる。
【００２２】
ジェット翼制御システムはミサイルの後部方向、通常は（存在するならば）ノズルの膨張コーンの外部に取付けられ、それによってジェット制御翼は排気噴流に位置されている。図２および３で示されているように、ジェット翼制御システム20は排気噴流の通路18方向に内方向に突出する複数の制御翼22を含んでいる。制御システムは例えば排気噴流の通路を中心にして通常円筒形方向で等間隔に隔てられている３または４個の制御翼を有する。ジェット翼制御システムは、１以上のモータと、ベアリングと、排気噴流の通路に関して所望の姿勢に制御翼を制御可能に方向付けするための関連するギアとを通常含んだ制御アセンブリ24をさらに含んでいる。ブラスト遮蔽体26は排気噴流から制御アセンブリのコンポーネントを保護するために制御翼に近接して設けられている（図３で示されているように制御翼と一体化して形成されてもよい）。
【００２３】
図２乃至４を参照すると、各制御翼22は排気噴流と相互動作する制御表面を形成するエアフォイル30と、エアフォイルを制御アセンブリ24へ接続する制御シャフト32とを含んでいる。この制御機能のためにシャフトは制御アセンブリの一部であると考えてもよい。制御アセンブリ（図２）と制御シャフトは共に排気噴流のエアフォイルの方向を制御する。制御シャフトは樹脂のトランスファーモールド製造技術と炭素ファイバプレフォームにより形成された合成樹脂シャフトである。耐食性スチール（ＣＲＥＳ）またはチタニウム−ジルコニウム−モリブデン（ＴＺＭ）またはその他の耐火材料のような十分な強度と耐温度特性を有するその他の材料はシャフトで使用されることができる。合成樹脂シャフトと比較して、耐火金属シャフトはシャフトが他の方法で遮蔽されないならば排気噴流が直接衝突してさらに大きい耐熱性を与える。ブラスト遮蔽体26は合成樹脂シャフトに必要であり、その他の場合に内部の制御アセンブリコンポーネントを保護することに必要とされないならば不必要な複雑性を導入する。
【００２４】
エアフォイル30はシャフト32の周囲に形成され、またはシャフトはエアフォイルの形成後に取付けられてもよい。例えば図４に示されているように、シャフトはエアフォイルのベース36へシャフトを取付けるための寸法を有するヨーク34を具備している。シャフトはエアフォイルに接着して取付けられるか、または例えばナットおよびボルトの組合わせ、リベットまたは捩子等の機械的な固定具によって機械的な取付け手段に固定することによりエアフォイルに接続されてもよい。
【００２５】
制御翼22の例示的な実施形態は図５のＡ乃至Ｃおよび図６のＡ乃至Ｃで示されており、制御シャフト32とエアフォイル30とを含んでいる。複合エアフォイルはフレーム38と、フレームの前方エッジ42（ロケットモータ方向）に接続されている前縁挿入部40と、フレームに積層されている熱保護システム（ＴＰＳ）44とを含んでいる。
【００２６】
エアフォイル30の複合フレームは排気噴流によって導入されたドラッグ、リフト、ヒンジモーメント負荷を制御シャフト32、制御アセンブリ24（図２）、ミサイル10の胴体12（図１）へ伝達する。フレームはエアフォイルの主要な負荷ベアリング構造として、カーボンで補強された高温の有機物樹脂のような高温の合成物で形成され、例えばＰＭＲ−１５ベースのポリイミド、ＰＴシアナートエステル、ビスマールイミド、またはフタロニトリル、アビミド（Ａｖｉｍｉｄ）Ｎ等のさらに進歩した樹脂であるが、類似の構造特性を有する他の高温材料も適切である。これらの材料は数秒間で、超音波ミサイル応用の典型的な温度である約華氏１０００度（約５３８℃）を超える瞬間的な熱環境に耐えることができる。しかしながらこれらの高温に対する露出を受けた後には、これらの材料は軟化し、酸化し、最終的に構造としての作用がなくなり、粒状の粒子に分解する。
【００２７】
耐火性の前縁挿入部40はフレーム38の前方エッジ42に取付けられ、ロケットモータ噴流の直接的な衝突から、特にロケットモータ推進力により発生する排気噴流中の固体粒子から複合フレームおよびＴＰＳ44を保護する。耐火性の前縁は空気力学的制御速度に到達するまで、ロケットモータの点火と推進流からの最初の熱的な衝撃と負荷に耐えるように設計されている。しかしながら、前縁はこの目的を達成するのに必要な時間を超えて不必要にエアフォイル30の寿命を長くするように耐久性があるようには設計されていない。
【００２８】
図７のＡとＢは前縁挿入部40の２つの可能な構造を示しており、即ち、図７のＡのプラグ構造と、図７のＢのシェル構造を示している。前縁の形状と厚さは予め定められた方法と時間期間でその作用を失うように慎重に選択されている。これらの図は単なる例示であり、全ての可能な構造を意味しているわけではない。
【００２９】
前縁は腐食防止材料から形成されている。前縁40がガラス−、カーボン−または水晶−フェノール材料から製造されるならば、前縁は排気噴流内で直ちに破局的な故障を受ける。したがって、前縁は硼化ハフニウムまたは硼化ジルコニウムセラミック、炭化ハフニウムまたは炭化タンタル或いは金属レニウム耐火被覆により、高温の酸化から保護されるカーボン−カーボン複合物で形成されている。これらの被覆は例えば蒸着、プラズマスプレーされるか溶融されたスラリープロセスにより行われ、典型的に約５千分の１インチの厚さよりも小さい（約０．１２７ｍｍよりも小さい）厚さであり、複合ベース層を一時的に保護するのに十分である。
【００３０】
前縁40のカーボン−カーボン複合ベース層は他のセラミックまたは酸化物ベースの保護被覆が酸素透過性または揮発性バリアとして移行層の上部に設けられることを可能にする移行または結合層として炭化ハフニウムおよび硼化ハフニウムのような粘着性の反応焼結材料で被覆されてもよい。反応焼結被覆は被覆、例えば硼化物パウダー粒子、ベース層の炭素間の反応により形成され、それによって不明瞭なインターフェースを有する表面および貫通層と、カーボン−カーボン基体に良好に接着する傾斜組成を形成し、保護被覆の結合を改良する。
【００３１】
代わりの前縁セラミック材料は炭化シリケートファイバまたは粒子で強化されているモノリシックな硼化ジルコニウムまたは硼化ハフニウムセラミックを含んでいる。これらのセラミックは通常、超高温セラミック（ＵＨＴＣ）として知られ、鋭利なノーズチップと前縁のような極超音速の航空宇宙ビークル用に開発されている。カーボン−カーボンおよびＵＨＴＣ複合物は故障せずに、華氏約４千から約５千度（約２２０４℃から約２７６０℃）の温度を含む高温に耐えることができる。
【００３２】
図５のＡ乃至Ｃを参照して、前述したように、熱保護システムまたはＴＰＳ44はフレーム38の表面に積層され、また前縁40を被覆することもできる。ＴＰＳは排気噴流による推進空中熱からアブレーション冷却および熱絶縁を行い、それによって複合フレームが一時的にその構造機能を実行することを可能にする。ＴＰＳの積層体は切断された水晶、カーボン、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂から製造され、それらの材料はロケットモータノズルコンポーネントおよび再突入ビークルの熱遮蔽として多年にわたってサービスするアブレーション絶縁体として特徴付けされる。
【００３３】
ＴＰＳ44は絶縁の均一性、アブレーション性能、直交異方性材料の能力をより大きくするために、複合フレーム38への直接的な圧縮モールドまたはテープラッピングの連続的なファイバ強化された積層により形成される。ＴＰＳは多数の穴をフレームへ穿孔し、穴をＴＰＳ材料で充填し、凝固するようにＴＰＳ材料を硬化することにより複合フレームへ機械的にインターロックされる。穴は圧縮モールド期間中に充填されるかＴＰＳ材料により穴を充填した後、フレームはＴＰＳの硬化前にエアフォイルエッジを覆ってＴＰＳ積層でラッピングされる。これらの技術はエアフォイル30が、分解可能ではない金属材料から形成されている既存の制御翼形状を含む任意の所望の形状に正確に形成されることを可能にする。
【００３４】
ＴＰＳ材料はフレーム38により与えられる構造上の支持なしに制御翼22として機能するための通常十分な構造的な強度および頑丈さをもたず、通常非常に迅速に腐食するので、制御翼が耐火性の前縁40なしに排気噴流内の粒子流に耐えることを可能にしない。しかしながら、本発明にしたがって製造されるエアフォルド30はここで説明した利点により優秀な制御翼を形成するためこれらの素子の組合わせを使用する。
【００３５】
本発明にしたがって形成された推力制御翼22は既知の確率的許容度の予め定められた時間エンベロープ内で機能するように設計された実質上反復可能で予測可能な故障メカニズムを有する。本発明にしたがって形成された制御翼22とエアフォイル30は適切に分解することによって、即ち予測可能な時間期間内で粒子および／または塵埃寸法の粒子へ分解することにより作用しなくなる。金属は一般に粒状の粒子に分解するのではなく粉砕し大きいピースへ分解する可能性が多いので、エアフォイル30は通常金属コンポーネントを含まない。
【００３６】
推力翼制御システム20の制御翼22は目的とする軌跡に沿って飛行するミサイルの安定性が崩壊するのを最小にするように同時に分解するように設計されている。複合エアフォイル30の故障はエアフォイルのサブコンポーネントの組成を慎重に選択することによって制御されることができる。最も高温の有機物の合成物は華氏約６００から約８００度（約３１６℃から約４２７℃）のガラス転移温度（Ｔｇ）を有し、連続的な熱露出は材料の劣化を生じない。ガラス転移温度を超え、熱浸透時間後、全ての有機物合成物は揮発性物質を放出し、酸化し始める。ＴＰＳ44の積層体は発射およびピッチオーバー中、典型的に数秒よりも少ない期間にガラス転移温度内まで複合フレーム38を絶縁し、その後大きなアブレーションはＴＰＳ積層とそのフレームを冷却する能力を劣化し、フレーム温度は上昇し始める。最終的に、ＴＰＳ積層はアブレーションにより消耗されるか、またはフレーム材料がそれらのガラス転移温度を超えるときにフレーム材料の放出から離層する。いずれの方法でも、複合フレームが一度排気噴流に露出されると、実質上瞬間的な点火および／またはフレームの分解が生じる。耐火性の前縁40は複合フレームが分解するとき構造的な支持体の欠如からおよび前縁を形成するために使用される耐火性材料の本質的な脆弱さから同様に分解する。
【００３７】
特定の製造業者に応じて、フェノールＴＰＳの後退レートは典型的に華氏約４千度（約２２０４℃）を超える温度を示し大量の固体粒子を含んでいる排気噴流環境で毎秒約数千分の１インチ（約２５４マイクロメートル）以上である。粒子流が大きい程、ＴＰＳ44の腐食は高速になる。事実上、二重のグレイン推進設計を有するロケットモータは異なる粒子の割合の２つの噴流を押出すために特別に構成されている。第１のグレインは例えばミサイル発射中に表面のシップとそのセンサについての煙を減少し、空気力学的制御速度に到達するまで制御翼22の残存力を確実にするために低い粒子流を有する。第１のグレインが消耗された後すぐに開始する第２のグレインは特別なインパルスと付勢された飛行のための推力を増加するために高い粒子内容を有する。第２のグレインの強化された粒子流と高い停滞温度（華氏約５百度（約２６０℃）よりもデルタＴ大きい）はＴＰＳ44の腐食とフレーム38の分解プロセスを非常に増加し、全ての制御翼を同時に破壊する可能性を高くする。しかしながら、全ての推力ベクトル制御複合フレームを過負荷するように設計されている自動操縦装置の開始されたロール操作は、ＴＰＳが減耗に近付いていることを想定すると、確実にされた巡航飛行トリムと制御のためのピッチオーバー後、ジェット翼の同時の破壊を容易にできる。
【００３８】
２次の故障メカニズムは華氏約６千度（約３３１６℃）を超える停滞温度でロケットモータ環境中の被覆されたカーボン−カーボン合成物コンポーネントを使用することについての過去に認知された欠点を利用するように制御翼22に設計されることができる。カーボン−カーボン合成物はロケットモータの点火後約１０秒から約１５秒、揮発性物質を放出し、耐火性被覆を砕くことで知られている。ガス放出によって、急速に推進により誘起されたカーボン−カーボンの酸化と粒子の腐食から破局的な破壊が迅速に生じる。一度、耐火性の前縁40が粉砕されると、複合フレーム38と熱保護システム44は推進剤の衝突に露出され、迅速な腐食と粉砕が生じる。
【００３９】
別の２次の破壊機構は耐火材料の高い熱伝導性によりトリガーされる。カーボン−カーボンとＵＨＴＣ材料は低い熱膨脹係数と高い熱伝導特性により多量の熱的なショックに耐えることができる。一度推進剤衝突が開始されると、耐火前縁材料は噴流環境から熱エネルギを“浸透”し、その熱を複合フレーム38へ伝導する。フレーム温度がガラス転移温度を超えたとき、前縁40の構造支持体のガス放出、酸化、損失により、カーボン−カーボンまたはＵＨＴＣ亀裂と材料の破壊が迅速に生じる。一度、前縁が破壊すると、複合フレームは直接的な推進剤流に露出され、フレームは迅速に分解する。
【００４０】
２次前縁の破砕と分解の直前にＴＰＳ44の消耗が生じるようにタイミングを調節すると、２つの機構はロケット噴流環境と最終的な蒸発へ複合フレーム38を露出する。これらの破壊機構は新しい熱力学の有限素子のモデル化と後退レート解析と、任意の推力翼制御システム20を設計するときに現在行われている材料試験技術により所望の時間エンベロープ内で生じるように設計されている。
【００４１】
発射中にミサイル10（図１）を操縦する方法は、ミサイルの機尾部分16に推力ベクトル制御翼22を位置させることを含んでおり、それによって翼はロケット排気噴流の通路18へ突出する。翼は発射中の翼の制御可能な動作を可能にするために操縦制御システム20へ接続され、それによって空気力学的制御速度に到達するまでミサイルを操作する。動作において、ミサイルは発射のための実質上垂直なカニスタに負荷される。脅威が認識されロケットエンジンがミサイルの発射のために点火されるとき、ミサイルは完全なロール、ピッチ、ヨーの操作のためにロケット排気噴流内の制御翼22の方向を制御可能に変化することによって発射のときに直ちに操作可能である。数秒後、ミサイル10はピッチオーバーし、空気力学性制御速度を達成し、推力ベクトル制御翼は排気噴流で分解し、それによってミサイルの重量を減少して推力制御およびトリムを改良する。その後、ミサイルは通常の方法でそのターゲットを探索して破壊する。
【００４２】
要約すると、分解可能な推力ベクトル制御ジェット翼22は１次負荷搭載構造を形成する高温の複合材料フレーム38を使用する。アブレーション有機物合成熱保護システム（ＴＰＳ）44は推進空中加熱からの一時的な熱隔離のために複合フレームへ積層される。複合フレームの前方エッジ42に結合する前縁挿入部40はＴＰＳとフレーム上の腐食ロケットモータノズル環境における直接の粒子の衝突から一時的な保護を行う。前縁の腐食後、通常はＴＰＳが、設けられたＴＰＳ積層の厚さに部分的に基づいた時間的な予め定められた方法で消耗された後、複合制御翼は排気噴流中で粒状粒子中に分解する。
【００４３】
本発明を図示の実施形態に関して示し説明したが、等価の変更および変形が明細書と添付図面を読んで理解したときに当業者により行われる。特に前述の完全体（コンポーネント、アセンブリ、装置、合成物等）により実行される種々の機能に関しては、本発明のここで示した実施形態で機能を行う開示された構造に対して構造上等しくなくても、このような完全体の説明に使用される（“手段”の参照を含む）用語は特別な機能（即ち機能的に同等）を行う任意の完全体に対応し、そうでなければ他の方法で示される。さらに、本発明の特別な特徴を幾つかの示した実施形態のうちの１つだけに関して前述したが、このような特徴は任意の所定のまたは特別な応用で所望および有効であるとき、他の実施形態の１以上の他の特徴と組み合わせられてもよい。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】機尾部分に取付けられたジェット翼制御システムを有するミサイルの正面図。
【図２】ジェット翼制御システムの一部を部分的に切開いて部分的に概略的に示した斜視図。
【図３】図２で示されている制御システムからの制御翼およびブラスト遮蔽体の拡大斜視図。
【図４】制御シャフトを翼（エアフォイル）へ取付ける方法を示している制御翼の概略分解図。
【図５】本発明にしたがった制御翼の側面図と、その制御翼の平面図と、その平面図のライン５Ｃ−５Ｃに沿って見たときの断面図。
【図６】翼（エアフォイル）の熱保護システム部分のない本発明にしたがった制御翼のエアフォイル部分の側面図と、その側面図のライン６Ｂ−６Ｂに沿って見たときの断面図と、その側面図のライン６Ｃ−６Ｃに沿って見たときの断面図。
【図７】翼（エアフォイル）の前縁部分の１実施形態を示している本発明にしたがって制御翼の拡大された部分断面図と、前縁部分の代わりの実施形態を示している制御翼の拡大された部分断面図。
【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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【国際公開パンフレット】
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【手続補正書】
【提出日】平成15年10月14日(2003.10.14)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロケットモータからの排気噴流の通路にあるようにロケットのノズルに取付け可能に構成され、フレーム（38）と、フレームの少なくとも１部分上に設けられた熱保護層（44）と、フレームの少なくとも前方エッジ（42）における腐食防止材料（40）とを具備している分解可能な推力ベクトル制御翼（22/30 ）。
【請求項２】
腐食防止材料および熱保護層の材料は予め定められた時間期間中は排気噴流の状態に耐えるように選択されており、その時間期間の経過後、少なくともフレームと熱保護層は排気噴流中で分解する請求項１記載の分解可能な制御翼。
【請求項３】
腐食防止材料はカーボン−カーボン構造と、セラミック、カーバイド、および金属材料を含むグループから選択された構造上の表面被覆とを含んでいる請求項１記載の分解可能な制御翼。
【請求項４】
フレームはグラファイトで補強された有機物樹脂を含んでいる請求項１乃至３のいずれか１項記載の分解可能な制御翼。
【請求項５】
グラファイトで補強された有機物樹脂は、ＰＭＲ−１５ベースのポリイミド、ＰＴシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミドＮを含むグループから選択された１以上の樹脂を含んでいる炭素で補強された高温の有機物樹脂である請求項４記載の分解可能な制御翼。
【請求項６】
熱保護層はアブレーション絶縁体を含んでいる請求項１乃至５のいずれか１項記載の分解可能な制御翼。
【請求項７】
熱保護層は切り刻まれた水晶、炭素、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された１以上の材料を含んでいる請求項１記載の分解可能な制御翼。
【請求項８】
排気噴流を発生するミサイルを推進するモータを有しているミサイル（10）用の推力ベクトル制御システム（20）において、
請求項１乃至７のいずれか１項記載の制御翼（22/30 ）と、制御翼の方向を制御するための制御アセンブリとを含んでおり、システムは制御翼が排気噴流の通路（18）内にあるようにミサイルに取付け可能に構成されている推力ベクトル制御システム（20）。
【請求項９】
排気噴流を発生するミサイルを推進するためのモータと、排気噴流の通路（18）内に取付けられた請求項１乃至７のいずれか１項記載の制御翼（22/30 ）とを具備しているミサイル（10）。
【請求項１０】
発射中にミサイル（10）を操縦する方法において、
請求項１乃至７のいずれか１項記載の可動の制御翼（22/30 ）をミサイルの排気噴流の通路（18）に位置させ、ミサイルを発射し、ミサイルを操縦するために翼を制御可能に動かし、ミサイルの発射によって排気噴流を排出し、予め定められた時間期間内に排気噴流内の翼を分解するステップを含んでいる方法。
【国際調査報告】
2004524501.tif 000037
2004524501.tif 000038