JP2000130993A

JP2000130993A - 誘導飛しょう体用発射筒

Info

Publication number: JP2000130993A
Application number: JP10304936A
Authority: JP
Inventors: Hiroyuki Tanaka; 裕之田中; Hiroya Hara; 浩也原
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1998-10-27
Filing date: 1998-10-27
Publication date: 2000-05-12

Abstract

(57)【要約】【課題】航空機の後方に発射される誘導飛しょう体用
の発射筒において、航空機の空力抵抗を低減させるとと
もに、飛しょう体発射時のブラスト逆流による飛しょう
体への熱的影響、ブラストによる母機への荷重伝達を防
止する。また、大気中の障害物の衝突により推進装置の
ノズルが破損する危険から推進装置を保護する。【解決手段】航空機の後方に発射される誘導飛しょう
体用の発射筒において、空力抵抗の大きな展開翼５を折
り畳んで収納するとともに、発射時には発射筒７を抜け
るまで展開翼５をガイドするための翼ガイドレール１０
と、推進装置４のノズル６等を保護するとともに推進装
置４のブラストＡで打ち破られる先端が尖ったカバー８
とを備えたものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、航空機（以下母
機と称する）に搭載され、この母機の後方に位置する目
標体に向けて発射される誘導飛しょう体用の発射筒に関
する技術であり、さらに詳しく述べると、誘導飛しょう
体が母機に搭載された状態、及び誘導飛しょう体が発射
された後における母機の空力抵抗を低減させるととも
に、母機へ搭載された状態での誘導飛しょう体後部を大
気中の鳥や氷などの障害物との衝突から保護するための
装置を提案するものである。

【０００２】

【従来の技術】従来の飛しょう体発射筒に関する技術を
図７を用いて説明する。図７（ａ）は母機１の方向に向
かって発射される誘導飛しょう体３の発射状況を示す図
であり、、、、は発射後の誘導飛しょう体３の
状態の変化を時系列で示している。また図７（ｂ）は母
機にランチャを介して取り付けられた誘導飛しょう体を
示す図であり、１は母機、２はランチャ、３は誘導飛し
ょう体、４は推進装置、６は推進装置のノズル、１９は
誘導飛しょう体をランチャに吊り下げるためのハンガ、
２０はランチャレール、２１は誘導飛しょう体の翼であ
る。

【０００３】図７（ａ）において、は母機１に搭載さ
れた状態の誘導飛しょう体３を示している。誘導飛しょ
う体３は母機１からランチャレール２０に沿って発射さ
れるが、発射された直後は母機１の飛行速度が誘導飛し
ょう体３の飛しょう方向と逆向きのため、その分減速さ
れているが（）、時間がたつごとに飛しょう方向に加
速を行い（）、飛しょうを続ける（）。

【０００４】図７（ｂ）において、誘導飛しょう体３は
ハンガ１９によってランチャレール２０に吊り下げられ
ており、発射時にはランチャレール２０に沿って母機１
の飛行方向と逆向きに飛しょうする。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】従来の誘導飛しょう体
は、母機１に搭載された状態では翼２１等による空力抵
抗が大きいうえに、空力抵抗の大きい推進装置４のノズ
ル６面が飛行方向に正対しているため、母機１の飛行性
能に大きな悪影響を及ぼしていた。また飛行中に、大気
中の鳥や氷などの障害物との衝突により、推進装置４の
ノズル６内部のウエザーシールが破れて、推進装置４の
性能が劣化する危険等があった。

【０００６】この発明は、誘導飛しょう体が母機に搭載
された状態、及び誘導飛しょう体が発射された後におけ
る母機の空力抵抗を低減させるとともに、大気中の鳥や
氷などの障害物との衝突により推進装置のノズル内部の
ウエザーシールが破れる等の危険から推進装置を保護す
ることを目的とする。

【０００７】

【課題を解決するための手段】第１の発明の誘導飛しょ
う体用発射筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで
収納するとともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで
前記展開翼をガイドするための翼ガイドレールと、推進
装置のノズル等を保護するとともに、ブラストを受け打
ち破られ、前記飛しょう体後端部の空力抵抗を低減させ
るために先端が尖ったカバーとを備えたものである。

【０００８】また、第２の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで収納すると
ともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで前記展開翼
をガイドするための翼ガイドレールと、推進装置のノズ
ル等を保護するとともに、ブラストを受け打ち破られ、
前記飛しょう体後端部の空力抵抗を低減させるために先
端が尖ったカバーと、前記推進装置のブラストで容易に
打ち破ることが可能なようにカバーに設けられた格子状
の溝とを備えたものである。

【０００９】また、第３の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで収納すると
ともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで前記展開翼
をガイドするための翼ガイドレールと、推進装置のノズ
ル等を保護するとともにブラストを受けて開き、前記飛
しょう体後端部の空力抵抗を低減させるために先端が尖
った多角錐形状に固定されたカバーと、前記カバーを発
射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバーを多角
錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体とを備えたもので
ある。

【００１０】また、第４の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで収納すると
ともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで前記展開翼
をガイドするための翼ガイドレールと、推進装置のノズ
ル等を保護するとともにブラストを受けて開き、飛しょ
う体後端部の空力抵抗を低減させるために先端が尖った
多角錐形状に固定されたカバーと、前記カバーを発射筒
に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバーを多角錐形
状に固定し隙間を密閉する弾性体と、前記カバーの開く
角度を制限し固定するストッパとを備えたものである。

【００１１】また、第５の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで収納すると
ともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで前記展開翼
をガイドするための翼ガイドレールと、推進装置のノズ
ル等を保護するとともにブラストを受け開き、前記飛し
ょう体後端部の空力抵抗を低減させるために先端が尖っ
た多角錐形状に固定されたカバーと、前記カバーを前記
発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバーを多
角錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体と、開いた前記
カバーが瞬時に閉じるように前記カバーの前記ヒンジ部
に取り付けられたトーションバーとを備えたものであ
る。

【００１２】また、第６の発明の誘導飛しょう体用発射
筒は、空力抵抗の大きな展開翼を折り畳んで収納すると
ともに、発射時には前記発射筒を抜けるまで前記展開翼
をガイドするための翼ガイドレールと、推進装置のノズ
ル等を保護するとともにブラストを受け開き、前記飛し
ょう体後端部の空力抵抗を低減させるために先端が尖っ
た多角錐形状に固定されたカバーと、前記カバーを前記
発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバーを多
角錐形状に固定し密閉する弾性体と、前記カバー開閉の
ために前記カバーの前記ヒンジ部に取り付けられた駆動
装置と、前記駆動装置を制御信号を送り前記カバーの開
閉角度、速度、タイミングを制御する制御装置とを備え
たものである。

【００１３】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１はこの発明の
実施の形態１を示す図であり、図１（ａ）は、誘導飛し
ょう体が母機に搭載された状態、図１（ｂ）は誘導飛し
ょう体が発射された直後の状態を示す。図において１は
母機、２はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装
置、５は折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開
翼、６は推進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の
後端に取り付けられた先端が尖ったカバー、９は発射筒
内部を外気と遮断するシール材、１０は展開翼を折り畳
んで収納するための翼ガイドレール、１１は母機のラン
チャに吊り下げるためのフック、Ａは推進装置４から噴
出されたブラストを示す。

【００１４】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖ったカバー８を
有する発射筒７に収納されているため、母機の空力抵抗
を低減させることができる。また、同時に推進装置４の
ノズル６を大気中の鳥や氷などの障害物との衝突から守
ることができる。

【００１５】図１（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け打ち破ら
れるため、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を熱
的に破壊することを防ぐことが可能である。また、カバ
ー８が破れることによりブラストＡによる荷重が母機に
伝わらないようにすることができる。

【００１６】実施の形態２．図２はこの発明の実施の形
態２を示す図であり、図２（ａ）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図２（ｂ）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１は母機、２
はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５は
折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼、６は推
進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の後端に取り
付けられた先端が尖ったカバー、９は発射筒内部を外気
と遮断するシール材、１０は展開翼を折り畳んで収納す
るための翼ガイドレール、１１は母機のランチャに吊り
下げるためのフック、１２はカバーに設けられた格子状
の溝、Ａは推進装置４から噴出されたブラストを示す。

【００１７】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖ったカバー８を
有する発射筒７に収納されているため、母機の空力抵抗
を低減させることができる。また、同時に推進装置４の
ノズル６を大気中の鳥や氷などの障害物との衝突から守
ることができる。

【００１８】図２（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け容易に破
られるため、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を
熱的に破壊することを防ぐことが可能である。また、カ
バー８が容易に破れることによりブラストＡによる荷重
が母機に伝わらないようにすることができる。さらに、
格子状の溝１２によりカバー８の破片が小片化するた
め、その破片が母機１に衝突しても損傷を与えない。

【００１９】実施の形態３．図３はこの発明の実施の形
態３を示す図であり、図３（ａ）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図３（ｂ）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１は母機、２
はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５は
折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼、６は推
進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の後端に取り
付けられ先端が尖った多角錐形状に固定されたカバー、
９は発射筒内部を外気と遮断するシール材、１０は展開
翼を折り畳んで収納するための翼ガイドレール、１１は
母機のランチャに吊り下げるためのフック、１３はカバ
ー８を発射筒７に開閉可能に固定するヒンジ、１４はカ
バー８を多角錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体、Ａ
は推進装置４から噴出されたブラストを示す。

【００２０】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖った多角錐形状
に固定されたカバー８を有する発射筒７に収納されてい
るため、母機の空力抵抗を低減させることができる。ま
た、同時に推進装置４のノズル６を大気中の鳥や氷など
の障害物との衝突から守ることができる。

【００２１】図３（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け開くた
め、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を熱的に破
壊することを防ぐことが可能である。また、カバー８が
開くことによりブラストＡによる荷重が母機に伝わらな
いようにすることができる。さらに、カバー８の破片が
飛散しないため、母機１に損傷を与えない。加えて、弾
性体１４を交換することによりカバー８の再利用が可能
になる。

【００２２】実施の形態４．図４はこの発明の実施の形
態４を示す図であり、図４（ａ）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図４（ｂ）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１は母機、２
はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５は
折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼、６は推
進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の後端に取り
付けられ先端が尖った多角錐形状に固定されたカバー、
９は発射筒内部を外気と遮断するシール材、１０は展開
翼を折り畳んで収納するための翼ガイドレール、１１は
母機のランチャに吊り下げるためのフック、１３はカバ
ー８を発射筒７に開閉可能に固定するヒンジ、１４はカ
バー８を多角錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体、１
５はカバー８の開く角度を制限しその状態で固定するス
トッパ、Ａは推進装置４から噴出されたブラストを示
す。

【００２３】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖った多角錐形状
に固定されたカバー８を有する発射筒７に収納されてい
るため、母機の空力抵抗を低減させることができる。ま
た、同時に推進装置４のノズル６を大気中の鳥や氷など
の障害物との衝突から守ることができる。

【００２４】図４（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け開くた
め、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を熱的に破
壊することを防ぐことが可能である。また、カバー８が
開くことによりブラストＡによる荷重が母機に伝わらな
いようにすることができる。さらに、カバー８がストッ
パ１５により開いた状態で固定されるため、母機１に損
傷を与えないとともに空力抵抗も安定する。加えて、弾
性体１４を交換することによりカバーの再利用が可能に
なる。

【００２５】実施の形態５．図５はこの発明の実施の形
態５を示す図であり、図５（ａ）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図５（ｂ）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１は母機、２
はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５は
折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼、６は推
進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の後端に取り
付けられ先端が尖った多角錐形状に固定されたカバー、
９は発射筒内部を外気と遮断するシール材、１０は展開
翼を折り畳んで収納するための翼ガイドレール、１１は
母機のランチャに吊り下げるためのフック、１３はカバ
ー８を発射筒７に開閉可能に固定するヒンジ、１４はカ
バー８を多角錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体、１
６はヒンジ１３部に取り付けられ開いたカバー８を瞬時
に閉じるトーションバー、Ａは推進装置４から噴出され
たブラストを示す。

【００２６】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖った多角錐形状
に固定されたカバー８を有する発射筒７に収納されてい
るため、母機の空力抵抗を低減させることができる。ま
た、同時に推進装置４のノズル６を大気中の鳥や氷など
の障害物との衝突から守ることができる。

【００２７】図５（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け開くた
め、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を熱的に破
壊することを防ぐことが可能である。また、カバー８が
開くことによりブラストＡによる荷重が母機に伝わらな
いようにすることができる。さらに、カバー８がトーシ
ョンバー１６により瞬時に閉じるため、母機１に損傷を
与えないとともに空力抵抗も発射前の状態と同等に保て
る。加えて、弾性体１４を交換することによりカバーの
再利用が可能になる。

【００２８】実施の形態６．図６はこの発明の実施の形
態６を示す図であり、図６（ａ）は、誘導飛しょう体が
母機に搭載された状態、図６（ｂ）は誘導飛しょう体が
発射された直後の状態を示す。図において１は母機、２
はランチャ、３は誘導飛しょう体、４は推進装置、５は
折り畳まれた状態で発射筒に収納された展開翼、６は推
進装置のノズル、７は発射筒、８は発射筒の後端に取り
付けられ先端が尖った多角錐形状に固定されたカバー、
９は発射筒内部を外気と遮断するシール材、１０は展開
翼を折り畳んで収納するための翼ガイドレール、１１は
母機のランチャに吊り下げるためのフック、１３はカバ
ー８を発射筒７に開閉可能に固定するヒンジ、１４はカ
バー８を多角錐形状に固定し隙間を密閉する弾性体、１
７はヒンジ１３部に取り付けられたカバー８の駆動装
置、１８は駆動装置に制御信号を送りカバー８の開閉角
度、速度、タイミングを制御する制御装置を示す。

【００２９】この発明においては、誘導飛しょう体３が
母機１に搭載された状態では、誘導飛しょう体３の展開
翼５と推進装置４の後端部は、先端の尖った多角錐形状
に固定されたカバー８を有する発射筒７に収納されてい
るため、母機の空力抵抗を低減させることができる。ま
た、同時に推進装置４のノズル６を大気中の鳥や氷など
の障害物との衝突から守ることができる。

【００３０】図６（ｂ）では、誘導飛しょう体３が発射
筒７を離れて飛び出した直後を示しているが、カバー８
が推進装置４から噴出されたブラストＡを受け開くた
め、ブラストＡが逆流して誘導飛しょう体３を熱的に破
壊することを防ぐことが可能である。また、カバー８が
開くことによりブラストＡによる荷重が母機に伝わらな
いようにすることができる。さらに、制御装置１８から
送られる制御信号により駆動装置１７が動作し、カバー
８が任意の角度、速度、タイミングで開閉するため、発
射直後のブラスト逆流、母機への荷重伝達及び発射後の
母機の空力特性劣化を最適な条件で防止することができ
る。加えて、弾性体１４を交換することによりカバーの
再利用が可能になる。

【００３１】

【発明の効果】第１の発明によれば、先端が尖ったカバ
ーを備えることにより、誘導飛しょう体が母機に搭載さ
れた状態での空力抵抗を低減させるとともに、大気中の
鳥や氷などの障害物の衝突により推進装置のノズル内部
のウエザーシールが破れる等の危険から推進装置を保護
することができる。また、誘導飛しょう体の発射時にお
いては、推進装置のブラストによりカバーが打ち破られ
るため、推進装置のブラスト逆流を防止して飛しょう体
への熱的影響を低減させるとともに、ブラストによる母
機への荷重伝達を防止することができる。

【００３２】また、第２の発明によれば、先端が尖った
カバーを備えることにより、誘導飛しょう体が母機に搭
載された状態での空力抵抗を低減させるとともに、大気
中の鳥や氷などの障害物の衝突により推進装置のノズル
内部のウエザーシールが破れる等の危険から推進装置を
保護することができる。また、誘導飛しょう体の発射時
においては、推進装置のブラストによりカバーが打ち破
られるため、推進装置のブラスト逆流を防止して飛しょ
う体への熱的影響を低減させるとともに、ブラストによ
る母機への荷重伝達を防止することができる。さらに、
カバーに格子状の溝を設けることにより、より容易にカ
バーが打ち破られるとともに、カバーの破片を小破片化
できるため、破片が母機に衝突しても母機に損傷を与え
ないようにすることができる。

【００３３】また、第３の発明によれば、先端が尖った
多角錐形状に固定されたカバーを備えることにより、誘
導飛しょう体が母機に搭載された状態での空力抵抗を低
減させるとともに、大気中の鳥や氷などの障害物の衝突
により推進装置のノズル内部のウエザーシールが破れる
等の危険から推進装置を保護することができる。また、
誘導飛しょう体の発射時においては、推進装置のブラス
トによりカバーが開くため、推進装置のブラスト逆流を
防止して飛しょう体への熱的影響を低減させるととも
に、ブラストによる母機への荷重伝達を防止することが
できる。さらに、カバーの破片が飛散しないため母機に
損傷を与えないようにすることができるとともに、カバ
ーの再利用が可能になる。

【００３４】また、第４の発明によれば、先端が尖った
多角錐形状に固定されたカバーを備えることにより、誘
導飛しょう体が母機に搭載された状態での空力抵抗を低
減させるとともに、大気中の鳥や氷などの障害物の衝突
により推進装置のノズル内部のウエザーシールが破れる
等の危険から推進装置を保護することができる。また、
誘導飛しょう体の発射時においては、推進装置のブラス
トによりカバーが開くため、推進装置のブラスト逆流を
防止して飛しょう体への熱的影響を低減させるととも
に、ブラストによる母機への荷重伝達を防止することが
できる。さらに、カバーの破片が飛散しないため母機に
損傷を与えないようにすることができるとともに、カバ
ーの再利用が可能になる。加えてストッパを備えること
によりカバーの開く角度が制限され固定されるため、空
力抵抗が安定する。

【００３５】また、第５の発明によれば、先端が尖った
多角錐形状に固定されたカバーを備えることにより、誘
導飛しょう体が母機に搭載された状態での空力抵抗を低
減させるとともに、大気中の鳥や氷などの障害物の衝突
により推進装置のノズル内部のウエザーシールが破れる
等の危険から推進装置を保護することができる。また、
誘導飛しょう体の発射時においては、推進装置のブラス
トによりカバーが開くため、推進装置のブラスト逆流を
防止して飛しょう体への熱的影響を低減させるととも
に、ブラストによる母機への荷重伝達を防止することが
できる。さらに、カバーの破片が飛散しないため母機に
損傷を与えないようにすることができるとともに、カバ
ーの再利用が可能になる。加えてヒンジ部にトーション
バーを備えることにより開いたカバーが瞬時に閉じるた
め、誘導飛しょう体発射後の母機の空気抵抗を発射前の
状態と同等に保つことができる。

【００３６】また、第６の発明によれば、先端が尖った
多角錐形状に固定されたカバーを備えることにより、誘
導飛しょう体が母機に搭載された状態での空力抵抗を低
減させるとともに、大気中の鳥や氷などの障害物の衝突
により推進装置のノズル内部のウエザーシールが破れる
等の危険から推進装置を保護することができる。また、
誘導飛しょう体の発射時においては、推進装置のブラス
トによりカバーが開くため、推進装置のブラスト逆流を
防止して飛しょう体への熱的影響を低減させるととも
に、ブラストによる母機への荷重伝達を防止することが
できる。さらに、カバーの破片が飛散しないため母機に
損傷を与えないようにすることができるとともに、カバ
ーの再利用が可能になる。加えてカバー開閉のための駆
動装置及び制御装置を備えることによりカバーの開閉角
度、速度、タイミングを任意に実施可能になるため、発
射時の推進装置のブラスト逆流防止、ブラストによる母
機への荷重伝達防止、及び発射後の母機空力抵抗の低減
を最適な条件で実施することが可能になる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図２】この発明の実施の形態２による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図３】この発明の実施の形態３による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図４】この発明の実施の形態４による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図５】この発明の実施の形態５による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図６】この発明の実施の形態６による誘導飛しょう
体用発射筒を示す図である。

【図７】従来の誘導飛しょう体の運用を示す図であ
る。

【符号の説明】

１母機、２ランチャ、３誘導飛しょう体、４推
進装置、５展開翼、６ノズル、７発射筒、８カ
バー、９シール材、１０翼ガイドレール、１１フ
ック、１２溝、１３ヒンジ、１４弾性体、１５
ストッパ、１６トーションバー、１７駆動装置、１８
制御装置、１９ハンガ、２０ランチャレール、２
１翼、Ａブラスト。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられ、前記飛しょう体の推進装置のブラ
ストを受けて、打ち破られる先端の尖ったカバーと、前
記発射筒の前部に取り付けられ、前記発射筒の内部を外
気と遮断するためのシール材と、前記飛しょう体の機軸
方向に沿って前記発射筒の内壁に設けられた翼ガイドレ
ールと、前記発射筒の上部に取付けられ、前記航空機の
ランチャに吊り下げるためのフックとを備えたことを特
徴とする誘導飛しょう体用発射筒。
【請求項２】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられ、格子状の溝を有する先端の尖った
カバーと、前記発射筒の前部に取り付けられ、前記発射
筒の内部を外気と遮断するためのシール材と、前記飛し
ょう体の機軸方向に沿って前記発射筒の内壁に設けられ
た翼ガイドレールと、前記発射筒の上部に取付けられ、
前記航空機のランチャに吊り下げるためのフックとを備
えたことを特徴とする誘導飛しょう体用発射筒。
【請求項３】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられる三角形のカバーと、前記カバーを
前記発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバー
を先端形状が多角錐になるように固定し、前記カバー間
の隙間を密閉する弾性体と、前記発射筒の前部に取り付
けられ、前記発射筒の内部を外気と遮断するためのシー
ル材と、前記飛しょう体の機軸方向に沿って前記発射筒
の内壁に設けられた翼ガイドレールと、前記発射筒の上
部に取付けられ、前記航空機のランチャに吊り下げるた
めのフックとを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体
用発射筒。
【請求項４】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられる三角形のカバーと、前記カバーを
前記発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバー
を先端形状が多角錐になるように固定し、前記カバー間
の隙間を密閉する弾性体と、前記発射筒の前部に取り付
けられ、前記発射筒の内部を外気と遮断するためのシー
ル材と、前記ヒンジ部に取り付き、前記カバーの開く角
度を制限し固定するストッパと、前記飛しょう体の機軸
方向に沿って前記発射筒の内壁に設けられた翼ガイドレ
ールと、前記発射筒の上部に取付けられ、前記航空機の
ランチャに吊り下げるためのフックとを備えたことを特
徴とする誘導飛しょう体用発射筒。
【請求項５】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられる三角形のカバーと、前記カバーを
前記発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバー
を先端形状が多角錐になるように固定し、前記カバー間
の隙間を密閉する弾性体と、前記発射筒の前部に取り付
けられ、前記発射筒の内部を外気と遮断するためのシー
ル材と、前記ヒンジ部に取り付き、前記カバーの開く角
度を制限し瞬時に閉じることを可能にするトーションバ
ーと、前記飛しょう体の機軸方向に沿って前記発射筒の
内壁に設けられた翼ガイドレールと、前記発射筒の上部
に取付けられ、前記航空機のランチャに吊り下げるため
のフックとを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体用
発射筒。
【請求項６】搭載される航空機の後方に向けて発射さ
れる誘導飛しょう体用の発射筒において、前記発射筒の
後端に取り付けられる三角形のカバーと、前記カバーを
前記発射筒に開閉可能に固定するヒンジと、前記カバー
を先端形状が多角錐になるように固定し、前記カバー間
の隙間を密閉する弾性体と、前記発射筒の前部に取り付
けられ、前記発射筒の内部を外気と遮断するためのシー
ル材と、前記ヒンジ部に取り付き、前記カバーの開閉を
行う駆動装置と、前記駆動装置を制御する制御装置と、
前記飛しょう体の機軸方向に沿って前記発射筒の内壁に
設けられた翼ガイドレールと、前記発射筒の上部に取付
けられ、前記航空機のランチャに吊り下げるためのフッ
クとを備えたことを特徴とする誘導飛しょう体用発射
筒。