(57)【要約】  本発明は、支持部材と協働する、少なくとも１つの排出可能なシェルを備えた分離可能なノーズコーンを備えるミサイルに関する。前記ミサイル（１）は、主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）を有する本体（７）と、その後方端（３Ａ、４Ａ）によってミサイル（１）の支持部（１０）に接続されており、副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）を中心としてその範囲が定められている少なくとも１つのシェル（３、４）を有するノーズコーン（２）とを備える。支持部材（１０）にはハウジングが備わり、シェル（３、４）の後方端は、該後方端がハウジング内に接触して収容可能となるように、前記ハウジングに適合する厚さを有する。ハウジングは、シェル（３、４）の旋回を可能とし、且つ、シェル（３、４）が、副長手方向軸の前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に対する角度がいわゆる排出角度より小さい角度である向きにあるときには接触を維持可能とし、前記副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）の角度が前記排出角度以上となるや否や、シェル（３、４）をミサイル（１）から排出するように前記接触を終了可能とするように設計されている。
2020517881.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）と呼ばれる長手方向軸を有する本体（７）と、少なくとも１つの排出可能なシェル（３、４）を備える少なくとも１つの分離可能なノーズコーン（２）とを備えるミサイルであって、前記シェル（３、４）は、いわゆる後方端（３Ａ、４Ａ）によって前記ミサイル（１）の支持部材（１１、１２）に接続されており、副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）と呼ばれる長手方向軸を中心としてその範囲が定められているミサイル（１）において、
前記支持部材（１１、１２）は、主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）を中心とした円弧形状を有し、前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に直交するよう配置され、前記支持部材（１１、１２）は、前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）を中心とする円弧形状をそれぞれ有するエッジアセンブリ（１３）とクラウン部材（１４）とを備え、
前記クラウン部材（１４）は、前記エッジアセンブリ（１３）との間にハウジング（１５）を形成するように前記エッジアセンブリ（１３）の内側に同軸状に配置され、
前記シェル（３、４）の後方端（３Ａ、４Ａ）は、前記ハウジング（１５）の底部（１５Ａ）において横方向接触（Ｃ１）し、前記エッジアセンブリ（１３）と第１長手方向接触（Ｃ２）し、前記クラウン部材（１４）と第２長手方向接触（Ｃ３）した状態で前記ハウジング（１５）内に収容可能となるように前記ハウジング（１５）に適合した厚さ（Ｅ１）を有しており、
前記エッジアセンブリ（１３）は、前記シェル（３、４）の副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）が前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）と略平行となるいわゆる装着位置から、前記副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）が前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に対して０ではない角度（α１、α２）を有する少なくとも１つの旋回位置へ、前記シェル（３、４）を前記ミサイル（１）の前記本体（７）に対して旋回可能とするように設計され、
前記エッジアセンブリ（１３）は、また、
−前記シェル（３、４）が、前記ミサイル（１）の本体（７）に対し、前記副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）の前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に対する角度が排出角度（α０）と呼ばれる所定の角度より小さい角度である向きにあるときには、前記シェル（３、４）の後方端（３Ａ、４Ａ）との前記第１長手方向接触（Ｃ２）を少なくとも部分的に維持し、
−前記副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）の前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に対する角度が前記排出角度以上となるや否や、前記シェル（３、４）の後方端（３Ａ、４Ａ）との前記第１長手方向接触（Ｃ２）を終了することを特徴とするミサイル。
【請求項２】
前記エッジアセンブリ（１３）は、前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）を含む長手方向面（ＯＸＺ）に対し対称的に配置された２つの円弧形状のエッジ部（１６）を有し、
前記エッジ部（１６）の各々は、前記長手方向面（ＯＸＺ）上の垂直投影図が、前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に直交する後方端（１８）と共に前記排出角度（α０）に等しい角度（β）を形成する直線状の前方端（１７）を有するように設計されていることを特徴とする請求項１に記載のミサイル。
【請求項３】
前記シェル（３、４）の後方端（３Ａ、４Ａ）は、厚さにおいて、前記ハウジング１５に接触して収容されるための薄肉後部（２１）を有しており、その前方には、装着位置においてシェル（２）が前記エッジアセンブリ（１３）の前方端１７に補助的に横方向接触することを可能とする肩部（２３）を形成する厚肉部（２２）が連なることを特徴とする請求項１又は２に記載のミサイル。
【請求項４】
前記支持部材（１１、１２）は、前記ミサイル（１）の本体（７）の一部に相当することを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のミサイル。
【請求項５】
前記支持部材（１１、１２）は、前記ミサイル（１）の本体（７）に装着可能な差し込み部であることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載のミサイル。
【請求項６】
前記後方端には、前記シェルに固定される界面部が備えられることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のミサイル。
【請求項７】
前記シェル（３、４）を装着位置から、前記シェル（３、４）の副長手方向軸（Ｌ−Ｌ）が前記ミサイル（１）の本体（７）の前記主長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に対し前記排出角度（α０）と等しい角度を有する排出位置へ旋回可能とする力（Ｆ）を生成することができる少なくとも１つの制御可能な作動装置（９）を更に備えることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載のミサイル。
【請求項８】
前記ノーズコーン（２）を形成する２つの相補的なシェル（３、４）と、
２つの同一の支持部材（１１、１２）から成る環状の支持部（１０）とを有し、
前記シェル（３、４）の各々は、その後方端（３Ａ、４Ａ）で、前記支持部（１０）の前記支持部材（１１、１２）のうちの１つに接続されることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載のミサイル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、本発明は、落下可能又は分離可能な保護ノーズコーンの一部を形成する少なくとも１つの排出可能なシェルを備えるミサイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明は、特に、ミサイルから分離可能なミサイル推進用の推進ステージを少なくとも１つ備えるミサイル、及びこの推進ステージの前方側に配置され、標的に向かう終末飛行を実行するターミナル機に適用されるが、これらに限定されない。一般的に、このようなターミナル機は、例えば、温度に敏感なシーカーの一部を形成するセンサーを少なくとも１つ備えている。
【０００３】
さらに具体的には、本発明は、その飛行領域が大気圏内にとどまり、ターミナル機を超音速にすることが可能な運動学的性能を有するミサイルに適用されるが、これに限定されない。このような高速において、ミサイルの表面温度は、空中熱流の影響下で摂氏数百度に達する可能性があり、構造物、電子機器、内蔵センサーの保持とパフォーマンスに対し有害となり得る。また、一般的に、ミサイルにはその前方側に保護ノーズコーンが備えられる。保護ノーズコーンは、通常いくつかの個別シェルを備え、ターミナル機を熱的及び機械的に保護するためのものである。
【０００４】
この保護ノーズコーンとシェルの少なくとも一部又はより好ましくは全てが、特にターミナル機に配置されたセンサーを飛行の終末段階において使用可能とするために、適切な時点で取り外し可能でなければならない。
【０００５】
更に、特にミサイルの正しい軌道を確保するために、シェルの排出角度、即ち、ノーズコーンのシェルがミサイルの本体から分離される角度は制御されなければならない。
【０００６】
シェルを排出する通常の様々なシステムが知られているが、以下の問題を有する。特に、
−一般的に、下層大気を飛行する亜音速のミサイルでは、ノーズコーンのシェルは、最小開口角度を確保することにより、空気力学的な流れの影響下において閉じないことが単に保証されている。これは、低高度における高速分離とは相容れない。何故なら、シェルのそのような回転の速度は速すぎて、シェルが急激に後方に向かってミサイルの本体上に落下する恐れがあるためである；
−取り外し前の段階の全て（輸送兵站、飛行など）において、ノーズコーンは、ノーズコーンを変形し得る重大な負荷要素に晒される。このため、関節による通常の解決方法ではノーズコーンの基部を保持することができない；及び
−保護ノーズコーンのシェルをターミナル機に関節で連結するアーキテクチャは、特にシェルのこの目的で使用されるヒンジ又は関節の質量により、機体上に重大な残留質量を生成し、もっとも重要な段階である終末飛行中のパフォーマンスに悪影響を及ぼす。
【０００７】
これらの通常の解決方法は、想定される利用（例えば、低高度及び高速での利用）の際にミサイルのノーズコーンの少なくとも１つのシェルを排出可能とする点において満足できるものではない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明は、この不都合を克服することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明は、主長手方向軸と呼ばれる長手方向軸を有する本体と、少なくとも１つの排出可能なシェルを備える少なくとも１つの分離可能なノーズコーンとを備えるミサイルに関し、前記シェルはいわゆる後方端によってミサイルの支持部材に接続されており、副長手方向軸と呼ばれる長手方向軸を中心としてその範囲が定められている。
【００１０】
本発明によると、前記支持部材は、主長手方向軸を中心とした円弧形状を有しており、主長手方向軸に対して直交するように配置され、前記支持部材は、主長手方向軸を中心とする円弧形状をそれぞれ有するエッジアセンブリとクラウン部材とを備え、クラウン部材はエッジアセンブリとの間にハウジングを形成するようにエッジアセンブリの内側に同軸状に配置され、シェルの後方端は、ハウジングの底部において横方向接触し、エッジアセンブリと第１長手方向接触し、クラウン部材と第２長手方向接触した状態でハウジング内に収容可能となるようにハウジングに適合した厚さを有しており、エッジアセンブリは、シェルの副長手方向軸が前記主長手方向軸と略平行である（好ましくは、シェルの副長手方向軸が前記主長手方向軸と合同となり平行である）装着位置から、副長手方向軸が前記主長手方向軸に対して０ではない角度を有する少なくとも１つの旋回位置へ、シェルをミサイルの本体に対して旋回可能とするように設計され、前記エッジアセンブリは、また、
−シェルが、ミサイルの本体に対し、前記副長手方向軸の前記主長手方向軸に対する角度が排出角度と呼ばれる所定の角度より小さい角度である向きにあるときには、シェルの前記後方端との前記第１長手方向接触を少なくとも部分的に維持し、
−前記副長手方向軸の前記主長手方向軸に対する角度が前記排出角度以上となるや否や、シェルの前記後方端との前記第１長手方向接触を終了するように設計されている。
【００１１】
従って、特にシェルの後方端と組み合わせた前記支持部材の構造により、以下に記載するように、シェルの後方端が径方向外側（前記エッジアセンブリ）と非接触となる角度（いわゆる排出角度）を取ることが可能となり、この接触（いわゆる第１長手方向接触）から解放されたシェルがミサイルから排出可能となる。これらの特定の構造及びアーキテクチャは、特に低高度を高速で飛行するミサイルに対してよく適応されたものであるが、いかなる種類のミサイルに対してもその飛行領域がどこであれ使用することができる。
【００１２】
好ましくは、前記エッジアセンブリは、主長手方向軸を含む長手方向面に対して対称的に配置された２つの円弧形状のエッジ部を有し、前記エッジ部の各々は、前記長手方向面上の垂直投影図が、前記主長手方向軸に直交する後方端と共に前記排出角度に等しい角度を形成する直線状の前方端を有するように設計される。
【００１３】
更に、好ましくは、シェルの前記後方端は、厚さにおいて、前記ハウジングに接触して収容されるための薄肉後部を有しており、その前方には、装着位置においてシェルがエッジアセンブリの前方端に補助的に横方向接触することを可能とする肩部を形成する厚肉部が連なる。
【００１４】
第１の実施形態において、前記支持部材はミサイルの本体の一部に相当する。
【００１５】
更に、第２の実施形態において、前記支持部材は、ミサイルの本体に装着（固定）可能な差し込み部である。
【００１６】
好ましくは、これらの特徴、特に厚さ（Ｅ１及びＥ２）は、シェルの後方端に直接形成（好ましくは、機械加工により形成）される。しかしながら、特定の実施形態においては、前記後方端には、シェルの後ろに固定される界面部が備えられる。
【００１７】
更に好ましくは、ミサイルは、シェルを、装着位置から、シェルの副長手方向軸がミサイルの本体の主長手方向軸に対し排出角度と等しい角度を有する排出位置へ旋回可能とする力を生成可能な少なくとも１つの制御可能な作動装置を更に備える。
【００１８】
好ましい実施形態において、ミサイルは、前記ノーズコーンを形成する２つの相補的なシェルと、２つの同一の支持部材から成る環状の支持部とを有し、前記シェルの各々は、その後方端で、支持部の前記支持部材のうちの一つと接続される。
【００１９】
添付の図面により、本発明がいかにして実現されるのかをよく理解することが可能となる。これらの図面において、同一の参照符号は同様の要素を示す。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、本発明が適用される、保護ノーズコーンを備えるミサイルの一例であり、ノーズコーンがミサイルの装着位置にある様子を簡略的に示す。
【図２】図２は、本発明が適用される、保護ノーズコーンを備えるミサイル一例であり、ノーズコーンが開放位置にある様子を簡略的に示す。
【図３】図３は、開放位置におけるノーズコーンを示す。
【図４】図４は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図５】図５は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図６】図６は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図７】図７は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図８】図８は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図９】図９Ａと図９Ｂは、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図１０】図１０Ａと図１０Ｂは、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【図１１】図１１は、ミサイルに対するノーズコーンシェルの保持及び排出を示す、さらに別の簡略図を示しており、本発明の主たる特徴を十分に強調して示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
本発明は、図１及び図２に簡略的に示されるミサイル１に適用される。ミサイル１は、主長手方向軸と呼ばれる長手方向軸Ｘ−Ｘを有する少なくとも部分的に円筒状の本体７を備える。ミサイル１にはその前方側に保護ノーズコーン２が備えられる。
【００２２】
この保護ノーズコーン２（以下では、「ノーズコーン２」と呼ぶ）は、複数のシェル３及び４からなり、この場合、以下の記載で想定される例においては、２つのシェル３及び４から成る。「前方」及び「後方」という副詞は、ミサイル１の移動方向Ｆを基準に定義するものである。
【００２３】
図１に示す特定の例において、ミサイル１は、（後方に）少なくとも１つの落下可能な推進ステージ５と、この推進ステージ５の（移動方向Ｆにおける）前方に配置されたターミナル機６とを有する。
【００２４】
一般的に、このような飛行ターミナル機６は、特に少なくとも１つのセンサー８を有しており、センサー８は、前方に配置され、例えば、温度に敏感である場合が多いシーカーの一部を形成する。推進ステージ５及びターミナル機６は、任意の通常タイプのものでよく、以下の記載では更なる説明を省略する。通常、そのようなミサイル１の推進ステージ５は、前記ミサイル１を発射から（ミサイル１により制圧される前の）標的への接近まで推進するためのものである。飛行の終末段階は、それ自体はターミナル機６により、特に標的発見を補助するための内蔵センサー８、例えば、光電子センサーからの情報を用いて、自律的に実行される。これを実行するために、ターミナル機６には、この終末飛行の実行に必要な通常の全ての手段（更に説明はしない）が備えられる。終末段階を実行する前に、ノーズコーン２は、別々のシェル３、４の分離した後、以下に詳述するように旋回により落下して、（飛行）ターミナル機６を解放し、そして、ターミナル機６はミサイル１の他の部分から分離される。
【００２５】
このように、ミサイル１は、特に熱的及び機械的にターミナル機６を保護することを目的とする、分離可能（又は落下可能）なノーズコーン２をその前方側に備える。しかしながら、この保護ノーズコーン２は、特に、飛行の終末段階においてターミナル機に配置されたセンサー８を使用可能とするために、適切な時点で取り外し可能でなければならない。
【００２６】
図１の状況においては、ノーズコーン２はいわゆる（保護）装着位置でミサイル１に装着されている。ターミナル機６は、破線で示されており、ノーズコーン２の内部に装着されている。
【００２７】
更に、図２及び図３の状況においては、シェル３及び４は、ノーズコーン２の開放又は落下段階において、それぞれ矢印α１及び矢印α２で示されるように旋回されて分離される過程にある。シェル３及び４の解放（又は排出）と、矢印α１及びα２で示される（軸Ｘ−Ｘから外れる）動きを生成する推力は、適切な作動装置９、例えば火工式アクチュエータによって引き起こされる。作動装置９は、好ましくは、図１に破線で模式的に示すように、ノーズコーン２の前方側（ノーズコーン２の内側）に配置される。
【００２８】
本発明は、飛行領域が大気圏内にとどまり、ターミナル機を超音速にすることが可能な運動学的性能を有するミサイル１に特によく適するが、これに限定されない。このような高速において、ミサイル１の表面温度は、空中熱流の影響下で摂氏数百度に達する可能性があり、構造物、電子機器、及び、内蔵センサーの安定性とパフォーマンスを実現可能とする効果的なノーズコーン２の実装が必要とされる。なお、本発明は、飛行領域（大気圏内及び大気圏外）がいかなる場合でも亜音速から高速の超音速又は極超音速に至る速度で進行するミサイルに対して適用可能である。
【００２９】
本発明によると、図３に示すように、ノーズコーン２は後方端２Ａでミサイル１の支持部１０に接続される。図示する例において、２つのシェル３及び４は、それぞれ、その後方端３Ａ及び４Ａで支持部１０の一部を形成する支持部材１１、１２（図４及び図７）に接続される。
【００３０】
これらのシェル３及び４のそれぞれは、特に、図４及び図５に示すように、副長手方向軸Ｌ−Ｌと呼ばれる長手方向軸を中心としてその範囲が定められている。
【００３１】
好適な実施形態において、環状の支持部１０は、２つの同一の支持部材１１及び１２から成る。従って、各シェル３及び４は、その端部３Ａ、４Ａで支持部材１１及び１２のうちの１つに接続される。
【００３２】
更に、本発明によると、各支持部材１１、１２は、主長手方向軸Ｘ−Ｘを中心とする円弧形状を成し、前記軸Ｘ−Ｘに直交する面Ｐ（図２）に配置される。
【００３３】
制御可能な作動装置９は、シェル３及び４を図１の装着位置から排出位置へ旋回させることが可能な力（図２及び図３の両方向矢印Ｅで示される）を生成することができる。なお、排出位置とは、図５においてシェル３に関して示し、且つ、以下に述べるように、各シェル３、４の副長手方向軸Ｌ−Ｌが、ミサイル１の本体７の主長手方向軸Ｘ−Ｘに対して、いわゆる排出角度α０と等しい角度を有する位置である。
【００３４】
図６及び図７に示すように、各支持部材１１、１２には、エッジアセンブリ１３及びクラウン部材１４が設けられている。エッジアセンブリ１３とクラウン部材１４は、それぞれ、主長手方向軸Ｘ−Ｘを中心とする円弧形状を有する。
【００３５】
更に、クラウン部材１４は、エッジアセンブリ１３との間に円弧形状のハウジング１５を形成するように、エッジアセンブリ１３の径方向内側に軸Ｘ−Ｘに沿って同軸状に配置されている。
【００３６】
以下の本発明の実施形態は、シェル３について説明する。シェル４に対する実施形態も同一である。
【００３７】
シェル３の後方端３Ａは、前記ハウジング１５内に収容可能となるように、前記ハウジング１５の径方向の隙間に適合した厚さＥ１を有する。後方端３Ａは、（装着位置で）ハウジング１５内に収容され、図９ＡのＶ１部分の拡大図である図９Ｂに示すように、好ましくは三点接触、つまり、
−ハウジング１５の底部１５Ａにおける横方向接触Ｃ１、
−エッジアセンブリ１３（径方向外側）との第１長手方向接触Ｃ２、及び
−クラウン部材１４（径方向内側）との第２長手方向接触Ｃ３、
をした状態で収容される。
【００３８】
これらの接触により、シェル３をその基部（後方端３Ａ）に簡易且つ効果的に保持することが可能となる。この保持は、シェルが一体化されてから排出されるまで継続される。ただし、長手方向接触Ｃ２及びＣ３は、シェル３上において、必ずしも同時に生じるわけではなく、及び／又は、均一に分散しているわけでもない。
【００３９】
また、エッジアセンブリ１３は、シェル３をミサイル１の本体７に対し、
−図４に示すように装着位置（シェル３の副長手方向軸Ｌ−Ｌが前記主長手方向軸Ｘ−Ｘと略平行である位置、好ましくは、シェル３の副長手方向軸Ｌ−Ｌが主長手方向軸Ｘ−Ｘと合同となっている位置）から；
−図５に示すように少なくとも１つの旋回位置（副長手方向軸Ｌ−Ｌが前記主長手方向軸Ｘ−Ｘに対して０ではない角度を有する位置）に向けて、
旋回可能とするように設計されている。
【００４０】
更に、エッジアセンブリ１３は、また、
−シェル３が、ミサイル１の本体７に対して、前記副長手方向軸Ｌ−Ｌの前記主長手方向軸Ｘ−Ｘに対する角度が前記所定の排出角度α０より小さい角度である向きにあるときには、シェル３の前記後方端３Ａとの前記第１長手方向接触Ｃ２を（少なくとも部分的に）維持し、
−前記副長手方向軸Ｌ−Ｌの前記主長手方向軸Ｘ−Ｘに対する角度が前記排出角度α０以上となるや否や、シェル３の前記後方端３Ａとの前記第１長手方向接触Ｃ２を停止する
ように設計されている。
【００４１】
このように、特にシェル３、４の後方端３Ａ、４Ａの構造と組み合わせた前記支持部材１１、１２の構造により、シェル３、４の後方端３Ａ、４Ａが径方向外側（前記エッジアセンブリ１３）と非接触となる排出角度α０を有することとなり、それにより（第１長手方向接触Ｃ２と呼ばれる）接触から解放されたシェル３、４をミサイル１から排出することができる。
【００４２】
シェル３、４の後方端３Ａ、４Ａの構造と組み合わせた前記支持部材１１、１２のこの構造、即ち、より大まかにはノーズコーン２の後方端２Ａの構造と組み合わせた支持部１０の構造により、ノーズコーン２を保持可能とし、排出角度を制御することによりその排出を可能とする保持排出システムＳが形成される。
【００４３】
特に、排出角度α０は、想定されるミサイル（種類、大きさ等）や、想定される排出条件（ミサイルの高度、大気環境、軌道等）に適合することができる。この排出角度α０は、テストを通じて改善することができる。排出角度α０は、例えば、６〜１５度の値の範囲で規定することができるが、これに限らない。
【００４４】
特に図８及び図９Ａに示すように、シェル３、４のための前記エッジアセンブリ１３は、２つの円弧形状のエッジ部１６を有する。これらのエッジ部１６は、主長手方向軸Ｘ−Ｘを含む長手方向面ＯＸＺ面に対して対称に配置される。
【００４５】
特に図９Ａ及び図１０Ａにおいて、ＯＸＹＺの符号が示されているが、Ｏは、軸Ｘ−Ｘと面Ｐとの交点を示し、ＯＸは、方向Ｆにおける軸Ｘ−Ｘに沿って定義されており、ＯＹは、面ＯＸＹがシェル３とシェル４との間の分離面に実質的に対応するようになっており、ＯＺは、面ＯＸＺが各シェル３、４における対称面を実質的に形成するようになっている。
【００４６】
図１１に示すように、前記エッジ部１６の各々は、前記長手方向面ＯＸＺ上の垂直投影図が、その（直線状の）後方端１８と共に前記排出角度α０と等しい角度βをなす直線状の前方端１７を有するように設計されている。
【００４７】
図１１に示すように、一方がシェル３用であり、他方がシェル４用である２つのエッジ部１６は縁部１９をそれぞれ形成する。
【００４８】
従って、支持部１０は、この種の縁部１９を２つ有し、これらの縁部１９は、図８に示すように、長手方向面ＯＸＺに対して規則正しく設けられている。ある特定の実施形態において、２つの縁部１９は単一の保持部の一つ（単一）の部分で形成される。
【００４９】
同様に、支持部１０は、同一、且つ、平面ＯＸＹに対して対称である２つのクラウン部材１４を有する。これらの２つのクラウン部材１４は、軸Ｘ−Ｘを中心とするクラウン２０（図７）を形成する。このクラウン２０は、好ましくは差し込み部である。図８に示すように、クラウン２０は、ターミナル機６の外側表面の一部に相当することも可能である。
【００５０】
更に、図９Ｂに示すように、シェル３の後方端３Ａは、厚さにおいて、前記ハウジング１５に接触して収容されるための（厚さＥ１の）薄肉後部２１を有しており、その前方には（厚さＥ１よりも大きな厚さＥ２の）厚肉部２２が連なる。厚肉部２２は、装着位置においてシェル３がエッジアセンブリ１３の前方端１７に補助的に横方向接触することを可能とする肩部２３を形成している。
【００５１】
この肩部２３は、連結された２つのエッジ部１６の前方端１７の形状に対応する形状を有する。
【００５２】
従って、図１０Ａ及び図１０Ｂに示すように、軸ＯＺとシェル３との交点に対応する図１０Ｂの拡大領域Ｖ２の平面図では、シェル３の後方端３Ａは、薄肉部を含まず、厚さＥ２の厚肉部２２のみを有する。
【００５３】
システムＳは、図８の矢印Ｇにより示されるようにシェル３及び４を保持し、この図８の矢印Ｈにより示されるようにシェル３及び４を旋回することを可能とする。
【００５４】
加えて、シェル３の旋回は、ヒンジを用いることなく、軸ＯＺとシェル３との交点に近接する領域２５の面（図２、図１０Ａ及び図１０Ｂ）における単なる接触により実現される。
【００５５】
第１の実施形態において、支持部１０は、ミサイル１の本体７の一部に相当する。
【００５６】
更に、第２の実施形態において、支持部１０は、ミサイル１の本体７に装着（固定）可能な差し込み部である。
【００５７】
また、好ましくは、これらの特徴、特に厚さ（Ｅ１及びＥ２）は、シェル３、４の後方端３Ａ、４Ａに直接形成（好ましくは、機械加工により形成）される。しかしながら、他の実施形態（図示しない）においては、これらの特徴を有する各シェル３、４の後方端３Ａ、４Ａには、シェル３、４の後ろに固定される界面部が備えられる。
【００５８】
上述したような保持排出システムＳの機能（排出角度の制御）は、排出の際に以下のように実現される。
【００５９】
ノーズコーン２のシェル３、４を分離すべきときに、矢印α２及びα３（図２）により示す方向にシェル３、４を旋回させるために、作動装置９が起動され、両方向矢印Ｅ（図２及び図３）により示される力を発生する。システムＳにより、シェル３、４は、旋回角度α１及びα２が排出角度の値α０に達するまで、支持部１０上に保持される。この旋回位置において、シェル３及び４は、支持部１０によりもはや保持されなくなり、ミサイル１から解放されて外され、その結果、ノーズコーン２が落下する。
【００６０】
保持排出システムＳの上述の特徴と、特に支持部１０とシェル３、４の後方端３Ａ、４Ａの構造とにより、ノーズコーン２のシェル３、４の分離角度の制御が可能となる。排出角度は、通常の解決方法では、特に排出条件（ミサイルの高度、大気環境、軌道等）に応じて制御することが難しい重要なパラメータである。この制御により、排出によりミサイルが損傷されることがなく、その終末段階が妨害されないことが確保される。
【００６１】
システムＳは、ミサイル１の飛行領域（大気圏内及び大気圏外）がいかなる場合においても、亜音速から高速の超音速又は極超音速までの速度に対して機能する。
【００６２】
従って、システムＳは、数多の利点を有する。特に、
−純粋に機械的なアーキテクチャに基づいているため、優れた再現性が得られる。
−受動的で簡易な信頼できる堅牢な解決方法に基づいており、排出可能な（ノーズコーンの）シェルを備えたあらゆるタイプのミサイルに適応可能である。
−形状がシンプルであるため、ミサイル１に内蔵される質量を最小限に抑え、生産と一体化の容易さを保証する。
−システムＳは、取り外し前の保管段階、兵站輸送段階、及び飛行段階においてシェル３とシェル４との間の力を回復可能とする。
−システムＳのアーキテクチャは、（必要に応じて非対称となり得る）各シェル３及び４に対し、飛行領域に応じて完全に構成可能である。
【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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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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