(57)【要約】  中間体は、長手方向軸を画定し、内部区画を有する円筒状ハウジングを備える。誘導コントローラは、飛行を制御するために中間体内に収容される。複数の翼がハウジングに連結され、翼の各々は、飛行中の誘導を提供するために展開位置に移動可能である。中間体は、ハウジングの内部区画と外部環境との間の連通を容易にするアクセス窓を有する。通常はドアがアクセス窓を覆っているが、ドアがアクセス窓に対して開位置に移動したとき、内部区画と外部環境との間の連通が確立される。光学センサは、内部区画内に収容され、光学センサは、ドアがアクセス窓に対して移動されると、外部環境を見ること、及び飛行中に複数の翼の動作を制御するために誘導コントローラにデータを供給することを行うことができる。【選択図】  図３
2020537101.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体の中間体であって、前記中間体及び前記機体の両方は、先端及び後端を有し、前記中間体は、
長手方向軸を画定し、内部区画を有する円筒状のハウジングと、
機体の飛行を制御するために前記中間体内に収容された誘導コントローラと、
複数の翼の各々の先端に隣接して前記ハウジングに枢動可能に結合された第１の端部を有する前記複数の翼と、ここで、前記複数の翼の各々は、飛行中の誘導を提供するために前記複数の翼の各々の第２の端部が前記ハウジングから離れて延在する展開位置に後退位置から移動可能であり、
前記中間体の前記ハウジングは、前記ハウジングの前記内部区画と外部環境との間の連通を容易にするアクセス窓を有し、
閉位置と開位置とを有するドアパネルと、ここで、前記ドアパネルは、前記閉位置で前記アクセス窓を覆い、前記開位置で前記ハウジングの前記内部区画と前記外部環境との間の連通を容易にするために前記アクセス窓に対して移動されるものであり、
前記ハウジングの前記内部区画内に収容され、前方視野を有する光学センサと、ここで、前記光学センサは、前記ドアパネルがその展開位置に移動されると、前記外部環境を見ること、及び飛行中に前記複数の翼の動作を制御するために前記誘導コントローラにデータを供給することを容易にするものであり、
を備える、機体の中間体。
【請求項２】
前記アクセス窓及び前記ドアパネルの両方は、前記複数の翼とロケットモータインターフェースとの間に位置する、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項３】
前記ドアパネルは、その通常の閉位置にあるとき、前記アクセス窓を封止しかつ覆い、前記内部区画内に収容された前記光学センサを保護する、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項４】
前記中間体の前記先端は、弾頭への前記中間体の連結を容易にする弾頭インターフェースを有し、前記中間体の前記後端は、ロケットモータへの前記中間体の連結を容易にするロケットモータインターフェースを有する、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項５】
前記複数の翼は、前記ハウジングに枢動可能に固定される第１の端部と、一方で発射後に展開位置に枢動可能である各翼の対向する第２の端部と、を各々が有する４つの誘導翼を備える、請求項４に記載の前記機体の中間体。
【請求項６】
前記複数の翼は、格納位置にあるとき、前記機体の発射弾倉への装填および格納を容易にするために、前記中間体の外面に形成された翼凹部内に少なくとも部分的に収容される、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項７】
前記複数の翼の各々は、飛行中の前記機体のヨー及びピッチ、したがって軌道を調整するために前記誘導コントローラによって制御される少なくとも１つの可動／枢動可能なフラップを有する、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項８】
前記中間体は、３０〜６０度の間の範囲にある水平前方視野と、３０〜６０度の範囲にある垂直前方視野とを有する単一の光学センサのみを備える、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項９】
信管及び弾頭が前記中間体の前記先端に連結される一方で、ロケットモータが前記中間体の前記後端に連結される、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項１０】
前記ドアパネルは、ヒンジによって前記ハウジングに結合され、前記ヒンジは、前記ドアパネルのその閉位置からその展開位置への枢動を容易にするために、前記ドアパネルの長手方向縁部及び前記アクセス窓に沿って固定して取り付けられている、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項１１】
前記ドアパネルは、ヒンジによって前記ハウジングに結合され、前記ヒンジは、前記ドアパネルのその閉位置からその展開位置への枢動を容易にするために、前記ドアパネルの後縁及び前記アクセス窓に沿って固定して取り付けられている、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項１２】
前記光学センサは、ドライバ及び前記誘導コントローラに連結され、前記ドライバは、前記光学センサが前記アクセス窓を通って部分的に延在するように、前記アクセス窓に対して前記光学センサを移動させる、請求項３に記載の前記機体の中間体。
【請求項１３】
前記ドアパネルは、前記ドアパネルがドアパネルアクチュエータによって展開されたときに前記中間体から完全に分離されるように、前記アクセス窓に取り外し可能に結合される、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【請求項１４】
前記中間体は、前記アクセス窓に対する前記ドアパネルの摺動運動、及び前記ドアパネルのその閉位置からその展開位置への移動を容易にするために、前記ドアパネルの対向する縁部と嵌合する一対の対向するトラックを有する、請求項１に記載の前記機体の中間体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
[3]  本発明は、改良された中間体の展開可能なペイロードに関し、より具体的には、内部区画内に収容され、発射後に展開されることができる光学装置を有するシーカーを備えた中間体ペイロードに関する。
【背景技術】
【０００２】
[5]  機体の翼下で搬送されるか又はヘリコプターの外部に結合されるものなどのマルチ発射物弾倉からのミサイルの通常の展開中に典型的に発生する、例えば、埃、汚れ、煤、排気ガス、熱、及び炎などの損傷又は遮断からできる限りそれらを保護するように、中間体内に誘導システムのシーカー光学装置が保持されかつ設計された中間体シーカーペイロードが知られている。現在、そのような誘導システムのシーカー光学装置は、発射後に展開され、ミサイルの飛行を制御するように設計された翼内に位置する（図１Ａ及び図２参照）。各翼は、翼内に形成された何らかのタイプの光学センサを有する。発射物又はミサイルが弾倉内に保管されている間、翼は、ミサイルの中間体内に少なくとも部分的に収容された、それらの後退位置に維持される。
【０００３】
[6]  ミサイルが弾倉から発砲又は発射されると、翼は、誘導コントローラによって自動で展開され、飛行中にミサイルを誘導することを容易にするために、本体から離れて外方に枢動される。翼が展開されると、それによって支持されるシーカー光学装置は、接近する領域、例えば、地面、空、標的等の観察を提供するような位置に移動される。４つのシーカー光学装置は、誘導コントローラと通信し、衝突されることとなる意図された標的の場所を検出するために互いに協調して動作する。誘導コントローラは、光学装置から受信された光学画像／信号を処理し、次に、意図された標的にミサイルを誘導するように適切に制御される展開された誘導翼に誘導信号を送信する。
【０００４】
[7]  そのような翼アセンブリは、埃、汚れ、煤、排気ガス、熱、及び炎によって損傷される、又は部分的若しくは完全に遮断されることから光学装置をある程度保護するが、そのようなシステムは現在、４つの光学センサ、例えば、各翼内に収容されるものを利用し、これは、今度は、誘導制御システムのための関連コストを追加する。さらに、これらの光学センサはすべて、ガイダンス制御システムにデータを連続的に送信するので、ガイダンス制御システムが、どのセンサがどの画像を見ているかを決定することがいくらか困難な場合がある。例えば、どの１つ又は複数のセンサが地面及び／又は意図された標的を見ているのか、そしてどの１つ又は複数のセンサが空を見ているのかなどである。
【０００５】
[8]  さらに、光学センサからのデータは、４つの光学センサが位置合わせされ、ミサイルの飛行全体にわたってこの位置合わせを一定に維持するという仮定の下で処理される。位置ずれは、典型的には、センサの実験室較正中に考慮され、これは、再構成に誤差をもたらし、システム性能を劣化させる傾向がある。翼アセンブリの構造は、超音速で動作する光学ベンチに効果的になるという要件によって駆動される。加えて、ミサイルのような機体の翼の各々に支持される光学センサは、光学システムを収容及び／又は保護するために典型的に必要とされる付加的な翼の厚さに起因して抗力をもたらす傾向がある。翼によって引き起こされる抗力はまた、機体の飛行を正確に制御することに関連する困難を複雑にする。
【発明の概要】
【０００６】
[10]  したがって、本発明の目的は、従来技術に関連する上述の短所及び欠点を克服し、ミサイルの発射前及び発射中の両方で光学センサを適切に保護し、また、意図された標的まで機体が移動する際に機体の正確な誘導に必要な光学センサの量を最小限に抑えるミサイル誘導システムを提供することである。特に、光学センサを搬送する各翼の代わりに、中間体は、誘導翼から分離され、その下流に設置される単一の光学センサのみを支持する。発射前及び発射中に、光学センサは、中間体の内部区画内に完全に収容され、したがって、機体の発射中に典型的に発生する埃、汚れ、煤、排気ガス、熱、及び炎から保護される。中間体には、中間体に対して摺動、枢動、又は他の方法で移動させ、それによってアクセス窓を開き、その後それを通して光学センサが外部環境及び意図された標的を見ることができる、ドアパネルが設けられる。光学センサは、通常、中間体の内部区画内に位置するが、光学センサが前向き視野を有するように、中間体に対して傾斜されてもよい。この場合、光学センサは、中間体の内部区画内に保持されるため、前方視野は、いくらか制限され得る。光学センサは、ドアパネルが展開されると、アクセス窓を通って少なくとも部分的に延在するように、アクセス窓に対して移動可能であることが好ましい。中間体のアクセス窓を通って部分的に突き出るような光学センサの変位は、改良された前方視野を光学センサに提供する。ドアが中間体に沿って邪魔にならないように単に摺動される場合、光学センサは、本体から突出又は延在するように枢動又は摺動され得る。
【０００７】
[11]  光学センサをドアパネルの内面に固定することも可能である。この場合、ドアパネルは、中間体から延在するように中間体に対して枢動され、それによって光学センサを前方視野に露出させる。この設計では、ドアは、ドアの一方の側面が中間体から離れるように枢動し、それによって光学センサに前方視野を提供するように、長手方向軸に平行に配置されたヒンジを有することができる。ドアが、長手方向軸に対して横方向に位置合わせされたヒンジを有することも可能である。この場合、ヒンジは、ドアパネルの前部が中間体から離れて外方に枢動し、それによって光学センサを前方視野に露出させるように、ドアの後端に配置され得る。
【０００８】
[12]  そのようなシステムでは、ドアパネルは、ミサイルの中間体の外壁と同じ又は実質的に同じ曲率半径を有するように金属板を単に湾曲させることによって、安価に製造することができる。ドアパネルは、安価な方法で簡単にスタンピングすることができる。このようにして、ドアパネルは、ドアパネルが展開又は開放されるまで、中間体の外板、シェル、又はケーシングの一部を形成する。したがって、ドアパネルは、中間体の内部空間を占有しない。結果として、中間体内の追加の領域は、したがって、センサスイート／オプションに利用可能である。同様に、１つの光学センサのみが使用されるので、光学ベンチ翼の必要性が排除され、それにより、シーカー光学装置を収容する翼を製造することに関連する全体的なコストが削減される。加えて、光学システムの全体の重量が低減される。内部空間及び重量を減らすことは、光学センサの異なる構成において有益であり得る。
【０００９】
[13]  従来技術のシステムと同様に用いられる４つの光学センサの代わりに１つの光学センサのみが使用されるので、シーカー光学装置の関連コストは最大７５％低減される。１つの光学センサでは、従来技術のように３６０度の視野ではなく、前方領域の１つの象限のみが見えることに留意されたい。１つのセンサのみが使用されるので、センサの上方又は下方位置、すなわち飛行中の地面、地平線又は標的に対する機体の向きを決定することがはるかに容易である。
【００１０】
[14]  本発明は、レーザシーカー、レーザ誘導光学装置（光学及びシーカーシステムのタイプ）のような多くの異なる種類のシーカーシステムと共に使用されることができる。シーカー光学装置は、中間体内で保護され、これは、高感度光学センサが、パネルドアによって中間体内で一時的に封止され得ることを意味し、したがって、１つ又は複数の隣接する武器が発射システムから発射されるときに、破片、排気、熱などによって妨害、損傷、又は汚染されず、保護される。シーカーシステムを翼から取り外すことによって、ミッションの必要性に応じてシーカー及び／又はセンサを簡単に適合させることが可能になる。すなわち、標的及び標的領域のクラッターは、シーカーの最適なタイプを定義することができ、光学ベンチ翼に必要な内部空間の低減によってペイロードの変動性が増大するので、シーカーのモジュール設計によって最適な性能が達成されることができる。このようにして、撮像装置及び地上マッピング／ナビゲーションシステムを使用して、中間体がＧＰＳ誘導されることができる。
【００１１】
[15]  シーカーシステムの展開時に機体にもたらされる抗力が最小になるように、シーカーシステムを中間体内に展開することが目的である。
【００１２】
[16]  別の目的は、格納中及び発射中の両方に、ミサイルの中間体内にシーカー光学装置を完全に封入することであり、シーカー光学装置は、機体の飛行特性に対して抗力又は障害を有意にもたらすことなく、飛行中に簡単に展開することができる。
【００１３】
[17]  本発明のさらなる目的は、格納中及び機体が発射システムの発射チューブ内にあるときに機体の中間体に沿って固定されることができる可動パネルドアを利用することである。ドアパネルの閉位置は、機体の中間体の内部区画内で、シーカー光学装置を含む誘導システムを覆い、封止し、それによって、１つ又は複数の隣接するミサイルが発射システムから発射されるときに、その光学センサを含むシーカー光学装置が、破片、煤、排気ガス、及び熱によって妨害又は損傷されることから保護する。ドアパネルは、発射物の中間体に対して摺動、枢動、又は移動するように作動されることができ、それによって、シーカー光学装置がその後それを通して観察を開始することができるアクセス窓を開く。ドアパネルは、その展開位置に移動されると、飛行中の機体の空力特性に対して最小限の影響しか及ぼさないか又は無視できるほどの影響しか及ぼさないように設計される。
【００１４】
[18]  中間体の誘導翼からのシーカー光学装置の除去は、翼の設計及び製造をさらに簡略化し、並びに既知の誘導翼の関連コストを低減する。翼は、いずれのシーカー光学装置も備えず、収容せず、支持しないので、翼は、一般に、従来のスタンピング処理によって容易に形成されることができる。翼が本体フレーム上で回転され、それによって、翼は中間体の外に出るので、中間体内の翼スロットシールの大部分を排除することができる。これにより、センサスイート／オプションを収容するために、中間体内の追加の領域が利用可能であり、したがって、複数のセンサ構成並びに長波及び／又は短波赤外線撮像装置を設置することが可能になる。
【００１５】
[19]  本発明はまた、機体のための中間体に関し、中間体及び機体の両方は、先端及び後端を有し、中間体は、長手方向軸を画定し、内部区画を有する円筒状ハウジングを備える。誘導コントローラが、機体の飛行を制御するために中間体内に収容される。複数の翼は、複数の翼の各々の先端に隣接するハウジングに枢動可能に結合された第１の端部を有する。複数の翼の各々は、飛行中の誘導を提供するために複数の翼の各々の第２の端部がハウジングから離れて延在する展開位置に後退位置から移動可能である。中間体のハウジングは、ハウジングの内部区画と外部環境との間の連通を容易にするアクセス窓を有する。ドアパネルは、ドアパネルがアクセス窓を覆う閉位置と、ハウジングの内部区画と外部環境との間の連通を容易にするためにアクセス窓に対してドアパネルが移動される開位置と、を有する。光学センサは、ハウジングの内部区画内に収容され、前方視野を有する。光学センサは、ドアパネルがその展開位置に移動されると、外部環境を見ること、及び飛行中に複数の翼の動作を制御するために誘導コントローラにデータを供給することを容易にする。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
[21]  本明細書に組み込まれ、その一部を構成する添付の図面は、本発明の様々な実施形態を図示し、上記で与えられた本発明の一般的な説明及び以下で与えられる図面の詳細な説明とともに、本発明の原理を説明する役割を果たす。本発明は、添付の図面を参照して、例として説明される。
【図１】[22]  図１は、その各々がシーカー光学装置をとともに構成された、４つの翼アセンブリを含む中間体を有する従来技術の機体の絵画図である。
【図２】[23]  図２は、翼アセンブリに組み込まれたシーカー光学装置を示す、従来技術の機体の中間体の拡大絵画図である。
【図３】[24]  図３は、本発明による中間体を有する機体の絵画図であり、中間体の内部区画内でシーカー光学装置を封止及び保護するためにその通常の閉位置に位置する可動ドアパネルを含む。
【図４】[25]  図４は、翼アセンブリの下流に位置する可動ドアパネルを示す、本発明による中間体の拡大絵画図である。
【図５Ａ】[26]  図５Ａは、長手方向に延在するヒンジによって連結されたドアを有する、本発明による中間体の図である。
【図５Ｂ】[27]  図５Ｂは、ドアがその通常の閉位置にある、図５Ａの中間体の断面図である。
【図５Ｃ】[28]  図５Ｃは、ドアがその開位置に示されている、図５Ａの中間体の断面図である。
【図６Ａ】[29]  図６Ａは、横方向に延在するヒンジによって連結されたドアを有する、本発明による中間体の図である。
【図６Ｂ】[30]  図６Ｂは、ドアがその通常の閉位置にある、図６Ａの中間体の断面図である。
【図６Ｃ】[31]  図６Ｃは、ドアが開位置にある、図６Ａの中間体の断面図である。
【図７Ａ】[32]  図７Ａは、一対の対向する長手方向トラックを介してハウジングに連結されたドアを有する、本発明による中間体の図である。
【図７Ｂ】[33]  図７Ｂは、ドアがその閉位置にある、図７Ａの中間体の断面図である。
【図７Ｃ】[34]  図７Ｃは、ドアがその開位置にある、図７Ａの中間体の断面図である。
【図８Ａ】[35]  図８Ａは、一対の横方向トラックを介してハウジングに連結されたドアを有する、本発明による中間体の図である。
【図８Ｂ】[36]  図８Ｂは、ドアがその閉位置にある、図８Ａの中間体の断面図である。
【図８Ｃ】[37]  図８Ｃは、ドアがその開位置にある、図８Ａの中間体の断面図である。
【図９】[38]  図９は、シーカー光学装置及び誘導システムを含む、本発明による中間体の一部の概略断面図である。
【図１０】[39]  図１０は、シーカー光学装置の水平視野を示す、本発明による中間体を有する機体の概略平面図である。
【図１１】[40]  図１１は、シーカー光学装置の垂直視野を示す、本発明による中間体を有する機体の概略側面図である。
【００１７】
[41]  図面は必ずしも縮尺通りではなく、開示された実施形態は、概略的に部分図で図示されることがあることを理解されたい。いくつかの例では、本開示の理解に必要でない詳細、又は他の詳細を理解することを困難にする詳細は省略されている場合がある。当然ながら、本開示は、本明細書に図示される特定の実施形態に限定されないことを理解されたい。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
[43]  本発明は、添付の図面と併せて読まれるべきである、以下の詳細な説明を参照することによって理解されるだろう。様々な実施形態の以下の詳細な説明は、単なる例であり、本発明の範囲を限定することをいずれの場合も意味しないことを理解されたい。
【００１９】
[44]  図１及び図２は、従来技術の機体２’を概略的に図示する。機体２’の先端に又はその近傍に信管１０’／弾頭１２’が支持される一方で、その後端にロケットモータ１８’が支持されている。４つの別個の翼アセンブリ６’を支持する中間体４’は、信管１０’／弾頭１２’とロケットモータ１８’との間に位置する。機体２’は、長手方向軸又は機体中心線８を画定する。信管１０’は、従来の方法で、機体２’が意図された標的に衝突すると、信管１０’のすぐ後ろに位置する爆発性弾頭１２’を爆発させるように機能する。中間体４’は、弾頭１２’のすぐ後ろに位置し、弾頭インターフェース１４’によってそれに結合される。中間体４’はまた、４つの誘導翼６’を含み、４つの翼６’のうちの各１つが、別個のシーカー光学構成要素２２’を支持する。中間体４’の後端は、それにロケットモータ１８’が直接結合されるロケットモータインターフェース１６’を有する。従来技術のように、ロケットモータ１８’は、燃料を保管し、後端からの燃料の点火、燃焼、又は放出を全体的に制御し、それによって、空気を通して機体２’の発射、推進、又は推力を提供する、様々な要素を含む。機体２’の後端は、機体２’の軌道を安定させ、制御するのを助けるために発射後に展開される複数のフィン２０を含む。
【００２０】
[45]  次に、図３及び図４を参照して、本発明の第１の実施形態の様々な構成要素に関する簡単な説明を簡単に説明する。図から分かるように、この実施形態は、ロケット、ミサイル、又は発射物などの機体２の改良された中間体２４に関する。従来技術と同様に、機体２は、長手方向軸又は機体中心線８を画定する。機体２の先端に又はその近傍に信管１０／弾頭１２が支持される一方で、その後端にロケットモータ１８が支持されている。４つの別個の翼アセンブリ２６を支持する中間体２４は、信管１０／弾頭１２とロケットモータ１８との間に位置する。信管１０は、従来の方法で、機体２が意図された標的に衝突すると、信管１０のすぐ後ろに位置する爆発性弾頭１２を爆発させるように機能する。中間体２４は、弾頭１２のすぐ後ろに位置し、弾頭インターフェース１４によってそれに結合される。中間体２４はまた、４つの誘導翼２６を含む。中間体２４の後端は、ロケットモータ１８が中間体２４に直接結合されるロケットモータインターフェース１６を有する。当技術分野では従来のように、ロケットモータ１８は、燃料を保管し、機体２の後端からの燃料の点火、燃焼、又は放出を全体的に制御し、それによって、空気を通して機体２の発射、推進、又は推力を提供する、様々な要素を含む。ロケットの後端部は、その軌道を安定させ、制御するのを助けるために機体２の発射後に通常展開される複数のフィン２０を含む。
【００２１】
[46]  図３及び図４に示すように、中間体２４は、弾頭インターフェース１４のすぐ後ろにある中間体の外周の周囲にほぼ均等に離間された複数の誘導翼２６を含む。翼２６の各々の先端は、翼２６の第１の端部がハウジングに枢動可能に固定される一方で、翼２６の各々が機体２の格納及び発射中にハウジングに平行に延在するそれらの通常の後退位置（図示せず）から離れて、翼２６の対向する第２の端部が発射後に展開位置（図３及び図４参照）へと枢動されることができるように、中間体２４に枢動可能に連結される。後退位置では、翼２６は、中間体ハウジング３０の外面に形成された翼凹部内に少なくとも部分的に保管又は収容され、翼２６のこの収容配置は、機体２の発射弾倉への装填及び格納を容易にする。発射弾倉からの機体２の発射に続いて、翼２６は、誘導コントローラ６４によって従来の方法でそれらの展開位置に自動的に展開及び移動され（図３及び図４参照）、すなわち、翼２６の第２の端部は、中間体ハウジング３０から離れて外方に枢動される。
【００２２】
[47]  本発明によれば、誘導翼２６は、いずれのシーカー光学装置も含まず、支持せず、又は収容しない。結果として、翼２６は、簡単に形成されることができ、機体２の中間体ハウジング３０の外面４２に近接して配向される。したがって、翼２６の後退のために中間体２４内で以前に必要とされた翼スロットシール及び内部区画３２の大部分を排除することができる。
【００２３】
[48]  翼２６の各々は、機体２のヨー及びピッチ、したがって軌道を調整するために、光学システム（図９参照）によって受信された信号に基づいて誘導コントローラ６４によって制御される１つ又は複数の可動／枢動可能なフラップ３４を有する。中間体２４の誘導翼２６は、従来技術による翼６’とは対照的に、任意のシーカー光学装置又は光学センサ２２’を搬送する又は含むように特別に設計又は製造されてはいないが、代わりに、概して実質的に平面であり、連続した途切れのない滑らかな前縁３６並びに空気力学的に流線形の側面３８を有する。翼２６及びフラップ３４は、抗力を最小限に抑え、飛行中の機体２の軌道の制御の改善を容易にするように設計及び成形される。このような翼２６の設計、構造及び形態、並びにその制御は、一般に、当技術分野で周知であるので、これに関するさらなる説明は必要ではないと考えられる。上記の単純化された設計により、中間体２４の翼２６は、従来技術の翼と比較して、比較的安価かつ簡単に製造及び設置されることができる。
【００２４】
[49]  ドアパネル２８は、翼２６とロケットモータインターフェース１６との間で、機体２の中間体２４によって支持される。図３及び図４では、ドアパネル２８は、その通常の封止された閉位置で示されている。この位置において、ドアパネル２８は、中間体２４の外部ハウジング３０の一部を形成する。誘導コントローラ６４は、展開位置へのドアパネル２８の作動及び移動を制御し、これに関するさらなる議論が以下に提供される。ドアパネル２８は、その通常の閉位置にあるとき、中間体２４内に包含された内部区画３２と連通するアクセス窓５４を封止しかつ覆う。光学センサ５６は、内部区画３２内に収容され、光学センサ５６の機能及び目的に関するさらなる議論が以下に提供される。
【００２５】
[50]  中間体２４は、図５Ａ〜図８Ｃに示すように、両方が誘導翼２６の下流側に位置するアクセス窓５４及びドアパネル２８を備える。ドアパネル２８は、アクセス窓５４を完全に覆うような、前縁４６から後縁４８までの長さと、第１の側縁５０から対向する第２の側縁５２までの幅とを有するほぼ矩形のプレートとして形成され得る。ドアパネル２８は、一般に、パネルの長さが機体２の長手方向軸８に対して少なくとも実質的に平行になるように配置される。ドアパネル２８の長さは、一般に、通常はドアパネル２８の幅よりも大きいが、これは絶対的な要件ではない。ドアパネル２８は、湾曲した形状に丸められるか、又は安価な方法で単にスタンピングされる金属板から作ることができる。ドアパネル２８は、中間体２４のハウジング３０の壁厚と実質的に同じか、又はそれよりも幾分薄い壁厚を有する。ドアパネル２８は、その外面４０が、ドアパネル２８の閉位置において、中間体ハウジング３０の外面４２と実質的に同一平面上にあるようなものである。言い換えれば、湾曲した金属プレートは、ドアパネル２８がその閉位置にあるとき、中間体２４の円筒状ハウジング３０と同じ曲率の外半径又は直径を有する。結果として、ドアパネル２８は、中間体２４の内部区画３２の多くの空間を占めることはない。したがって、中間体２４内の追加の空間は、センサ／オプションなどのような他の構成要素を収容するために利用可能である。
【００２６】
[51]  ドアパネル２８がその閉位置にあるとき、ドアパネル２８は、内部区画３２へのアクセスを提供する、中間体２４に形成されたアクセス開口部又は窓５４を閉じる。ドアパネル２８の外縁４６、４８、５０、５２及びアクセス窓５４の内縁は、中間体２４に対するドアパネル２８の相対移動を支持及び可能にするために、互いに嵌合する肩部を有する又は面取りされることができる。ドアパネル２８の外縁４６、４８、５０、５２及び／又は窓５４の内縁は、ドアパネル２８がその閉位置にあるときに、中間体２４の内部区画３２が外部環境に対して完全に封止されるような、封止ガスケット又は何らかの他の従来の封止が提供されることが可能である。そのような封止は、あらゆる煤、埃、汚れ、破片、排気粒子、熱などが、アクセス窓５４を介して中間体２４の内部区画３２に入り、場合によっては光学センサ５６を損傷することを防止するのに役立つ。ドアパネル２８は、誘導コントローラ６４が、中間体２４に対してドアパネル２８を移動、枢動、又は摺動させるドアパネルアクチュエータ６５を作動させ、それによってアクセス窓５４を開放し、その結果内部区画３２内に収容された光学センサ５６が外部環境を見ることができる、といったような方法で、中間体２４のハウジング３０に連結される。
【００２７】
[52]  ドアパネル２８の長手方向縁部は、ドアが中間体２４から離れて外方に枢動することを可能にするヒンジ５８を介して、ハウジングに固定されることができる。ヒンジ５８は、例えば、図５Ａ、図５Ｂ及び図５Ｃに示すようにドアパネル２８の長手方向側縁部のいずれか一方に沿って、又は、図６Ａ、６Ｂ及び６Ｃに示すようにドアパネル２８の後縁に沿って位置付けられ得る。ヒンジ５８がドアパネル２８の長手方向側縁部５０、５２の一方に沿って配置される場合、ドアパネル２８がドアパネルアクチュエータ６５によって作動され、すなわち誘導コントローラ６４によって制御され、展開位置に枢動されると、その後、アクセス窓５４が開かれる。しかしながら、ドアパネル２８の前縁４６は、飛行中に機体２の周りを流れる空気に完全にさらされるようになり、ヒンジ５８は、ドアパネル２８が閉位置に戻るのを防止する一方向ヒンジとなる。
【００２８】
[53]  同様に、ヒンジ５８がドアパネル２８の後縁４８に沿って配置される場合、ドアパネル２８が、誘導コントローラによって制御されるドアパネルアクチュエータを介してその開放及び展開位置に枢動されると、アクセス窓５４は開放されるが、ドアの内面６０は、飛行中に機体２の周りを流れる空気に直接さらされる。ヒンジ５８は、展開されたときにドアパネル２８が中間体２４のハウジング３０に固定されたままであるように、ねじ、リベット、又は溶接などの従来の方法でドアパネル２８及び中間体２４の外面に固定することができることを理解されたい。同様に、ヒンジ（図示せず）はドアパネル２８及び中間体２４の内面に連結されることができる。ヒンジ５８は、薄型であり得、開位置及び展開位置へのドアパネル２８の枢動を容易にすることができるが、ヒンジ５８によって支持及び展開されると、ドアパネル２８は、中間体２４のハウジング３０から突出し、飛行中に機体２に少量の抗力をもたらす可能性がある。
【００２９】
[54]  別の実施形態によれば、中間体２４の外面４２は、アクセス窓５４の対向する側縁に沿って（図７Ａ〜図７Ｃ参照）、又はアクセス窓５４の前縁及び後縁に沿って（図８Ａ〜図８Ｃ参照）延在する一対のガイドトラック６２を有する。すなわち、トラック６２は、平行（図７Ａ〜図７Ｃ参照）、又は機体２の長手方向軸８に対して垂直（図８Ａ〜図８Ｃ参照）に配置される。トラック６２は、アクセス窓５４の縁部にほぼ隣接するか又はその上に張り出すように形成され、ドアパネル２８がドアパネルアクチュエータ６５を用いてその閉位置からその展開位置へと移動又は摺動されるときに、ドアパネル２８の嵌合側縁部又は端縁部４６、４８、５０、５２を受け取る。このようにして、ドアパネル２８は、中間体ハウジング３０の外面４２に沿って、中間体ハウジング３０の外周の周囲で横方向に、又は長手方向軸８に平行に前方又は後方のいずれかに摺動することができる。トラック６２は、ドアパネル２８が薄型化されかつ飛行中に機体２にもたらされる抗力の量を最小化するように、ハウジング３０に比較的近い少なくとも展開位置でドアパネル２８を保持するのを捕捉的に助ける。
【００３０】
[55]  ヒンジ５２、一対のトラック６２、又は何らかの他の摺動可能な取り付け機構によってドアパネル２８が中間体２４に移動可能に結合される代わりに、ドアパネル２８は、展開されると、図９の実施形態に概して示されるように、中間体２４から完全に取り外されかつ分離されるようになり、最終的に重力によって地面に落下することが可能になり得ることを理解されたい。この場合、ドアパネル２８は、機体２が発射弾倉内に保管されているときにアクセス窓５４がドアパネル２８によって覆われかつ閉じられるように、中間体ハウジング３０に解放可能に連結されることができる。発射弾倉からの機体２の発射に続いて、誘導コントローラ６４によって制御されるドアパネルアクチュエータ６５は、ドアパネル２８をアクセス窓５４及びハウジング３０から離れることを強制するように作動され、その後、機体２が意図された標的に向かって移動するにつれて、中間体２４から離れて落下することを可能にされる。
【００３１】
[56]  中間体が各翼に１つずつ４つの光学センサを有する代わりに、本発明の中間体２４は、誘導翼２６の下流に配置された単一の光学センサ５６のみを備える。図９に概略的に示されるように、光学センサ５６は、通常は中間体２４のハウジング３０の内部区画内に保持され、通常はドアパネル２８によってその中で保護される。誘導コントローラ６４がドアパネル２８をその展開位置に移動させるためにドアパネルアクチュエータ６５を作動させるとすぐに、光学センサ５６の所望の前方視野を得るために、その光学先端部が中間体２４のアクセス窓５４を通って少なくとも部分的に突出又は延在するように、従来のドライバ６６が光学センサ５６を摺動、枢動、変位させるか、又は他の方法で展開する。あるいは、従来のドライバ６６を利用する代わりに、光学センサ５６は、ドアパネル２８がその展開位置に移動されるとすぐに、光学センサ５６が十分な前方視野を有するよう配置されるように、傾斜した向きで内部区画３２内に固定して配置され得ることを理解されたい。
【００３２】
[57]  あるいは、光学センサ５６は、図５Ａ、５Ｂ、及び図５Ｃに示すように、又は場合によっては図６Ａ、図６Ｂ、及び図６Ｃに示すように、ドアパネル２８の内側に固定されることも可能である。図５Ａ、図５Ｂ及び図５Ｃによれば、ドアパネル２８が中間体ハウジング３０に対して内部区画３２から離れてヒンジ５８の周囲を枢動すると、光学センサ５６は、十分な前方視野を有するように自動的に配置される。同じことが、図６Ａ、６Ｂ、及び６Ｃに関しても生じる。全ての用途に対して、光学センサ５６は、信号／データをそこに送ることを容易にするために、電気ケーブルによって誘導コントローラ６４に結合される。
【００３３】
[58]  次に、光学センサ５６の前方視野が、図１０及び図１１を参照して説明され、矢印Ｆによって示されるように、前方方向に移動する機体２の先頭部分を概略的に図示する。中間体２４の翼２６は、光学センサ５６の前方視野に関する説明を明確にするために、図１０及び図１１には示されていない。
【００３４】
[59]  光学センサ５６の前方視野は、（１）図１０に示すような水平視野ＨＦＯＶ、及び（２）図１１に示すような垂直視野ＶＦＯＶの両方の組み合わせを含むと理解される。水平視野ＨＦＯＶは、一般に、機体２が飛行中に移動するときに、光学センサ５６によって見られる又は観察されることができる、機体２の前方及び左右の水平視野領域を含む。垂直視野ＶＦＯＶは、一般に、機体２が飛行中に移動するときに光学センサ５６によって見られる又は観察されることができる、機体２の前方及び垂直方向下方の垂直視野領域を含む。別の言い方をすれば、光学センサ５６の水平視野ＨＦＯＶは、機体２の長手方向軸８の左側から右側まで延在する視野領域であり、一方、光学センサ５６の垂直視野ＶＦＯＶは、概して光学センサ５６の垂直下方から機体２の先端に隣接する領域まで延在する視野領域である。光学センサ５６は、典型的には、３０度〜６０度の間の範囲にある水平及び垂直視野、ＨＦＯＶ、ＶＦＯＶを有する。より好ましくは、光学センサ５６の水平視野ＨＦＯＶは、好ましくは４０度〜５０度間の範囲にあり、一方、光学センサ５６の垂直視野ＶＦＯＶもまた、好ましくは４０度〜５０度の範囲にある。
【００３５】
[60]  １つの光学センサ５６のみが誘導コントローラ６４によって利用されるので、光学システムの関連するコストは、現在知られている光学システムと比較して、例えば最大７５％大幅に低減される。１つの光学センサ５６では、従来技術のシステムのような３６０度の視野の代わりに、前方視野の１つの象限、例えば９０度以下しか見られないことに留意されたい。１つの光学センサ５６のみが利用されるので、誘導コントローラ６４が、光学センサ５６の上向き又は下向きの向き、すなわち、地面に対する機体２の向きを決定することは、一般にはるかに容易である。さらに、単一の光学センサ５６から誘導コントローラ６４によって受信される信号の処理は、４つの光学センサから受信される信号の処理と比較して、大幅に簡略化される。これは、制御信号が、改善された度合いで誘導コントローラ６４によって翼２６に送信されることをもたらし、それによって、翼２６及びフラップ３４の制御を強化し、並びに、飛行中の機体２の全体的な飛行特性を改善する。
【００３６】
[61]  本発明の様々な実施形態を詳細に説明したが、これらの実施形態の様々な修正及び変更が行われ、当業者には容易に明らかになることは、明らかである。しかしながら、そのような修正及び変更は、添付の特許請求の範囲に記載されるような、本発明の範囲及び精神の範囲内であることを明確に理解されたい。さらに、本明細書に記載の発明は、他の実施形態が可能であり、様々な他の関連する方法で実施又は実行されることができる。加えて、本明細書で使用される表現及び用語は、説明の目的のためであり、限定するものと見なされるべきではないことを理解されたい。本明細書における「含む（including）」、「備える（comprising）」、又は「有する（having）」、及びそれらの変形の使用は、その後に列挙される項目及びその等価物、並びに追加の項目を包含することを意味し、一方「〜からなる（consisting of）」及び「〜のみからなる（consisting only of）」という用語のみが限定的な意味で解釈されるべきである。
【００３７】
[62]  本開示の実施形態の前述の説明は、例示及び説明の目的で提示されている。網羅的であること、又は開示された厳密な形態に本開示を限定することは意図されていない。本開示に照らして、多くの修正及び変形が可能である。本開示の範囲は、この詳細な説明によってではなく、むしろ本明細書に添付の特許請求の範囲によって限定されることが意図される。
【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５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図７Ｃ】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図８Ｃ】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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