JP6480024B2 - 航空機備品輸送システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機による航空機備品の運搬に関する。

多くのステルス、又は、「低被観測性」（ＬＯ）（すなわち、レーダーシステムによる低検出性）航空機の設計において、平面整列が使用される。平面整列は、航空機の構造の形状において、少数の表面配向を使用することを伴う。例えば、航空機の翼の前縁及び後縁、航空機の尾翼、及び、（取り入れ口及びアパーチャのような）他の航空機構造の表面は、同じ角度に設定されてよい。多くの異なる角度で検出されてよいレーダー信号を戻すよりもむしろ、航空機に対して非常に特定の方向のみで検出可能なレーダー信号を航空機が反射するように、これは行われる。

ＬＯ航空機は、ペイロードを運搬するために使用されてよい。ペイロードは、内部格納ベイ中で、ＬＯ航空機によって運搬される傾向がある。これは、ペイロードのレーダーシグネチャを低減させ、航空機の低レーダー可視特性を維持する傾向がある。

ＬＯ航空機によるペイロードの配備は、一般的に、航空機の下側の動力付きドアの開閉を伴う。このような動力付きドアの開閉は、航空機が高速で進んでいる間に実行されてよい。

第１の態様において、本発明は、平面整列にしたがって設計された、限られた数の方向に向けられたその縁を有する低被観測性の航空機と、航空機の外表面の外側で航空機に据え付けられた装置と、航空機の外表面の外側に位置付けられたフェアリングとを備え、フェアリングは、航空機の１つ以上の外表面に切り離し可能に結合され、フェアリングと航空機の１つ以上の外表面との間にチャンバーを規定するように、フェアリングの少なくとも一部分は、航空機の外表面のうちの１つ以上から離れて間隔を空けている、システムを提供する。装置は、チャンバー内に完全に位置付けられている。フェアリングは、フェアリングと航空機との間の１つ以上のインターフェースが実質的に共形であり、平面整列の原理にしたがって、航空機の少なくとも１つの縁と同じ方向に向けられるように構成されている。

フェアリングの外表面のそれぞれは、航空機の少なくとも１つの外表面と同じ方向に向けられてよい。

チャンバーは、閉チャンバーであってよい。

システムは、フェアリングと航空機の１つ以上の外表面との間のインターフェースに位置付けられている密閉材をさらに備えてよく、密閉材は、非電気伝導性である。

システムは、フェアリングを航空機から取り外すように動作可能なフェアリング取り外しシステムをさらに備えてよい。

フェアリング取り外しシステムは、フェアリングと航空機との間にヒンジを備えてよく、ヒンジは、航空機に関してフェアリングの回転を許可するように、及び、フェアリングが航空機に関して予め定められた角度であるときに、航空機から離れてフェアリングの自由な動きを許可するように構成されている。

システムは、航空機から離れてフェアリングを推進するように構成されている推進システムをさらに備えてよい。推進システムは、冷ガス推進システムであってよい。

航空機は、航空機の１つ以上の外表面に対してフェアリングを保持するためのフェアリング保持装置を備えてよい。航空機からフェアリングを切り離した後、フェアリング保持装置が航空機の外表面内にあるように、航空機は、フェアリング保持装置を航空機中に後退させるように構成されている第１の後退装置を備えてよい。

航空機は、フェアリング保持装置を航空機中に後退させる開口を密閉するための手段をさらに備えてよい。

航空機は、装置を航空機に切り離し可能に据え付け、航空機から装置を動作可能に取り外すための据え付け装置を備えてよい。航空機は、航空機から装置を切り離した後、据え付け装置が航空機の外表面内にあるように、据え付け装置を航空機中に後退させるように構成されている第２の後退装置を備えてよい。

航空機は、据え付け装置を航空機中に後退させる開口を密閉するための手段をさらに備えてよい。

フェアリングは、航空機からのフェアリングの分離の後、フェアリングを断片化又は破壊する（例えば、燃焼する）ための手段を備えてよい。

フェアリングは、レーダー吸収材料、分解性材料、生物分解性、及び、水で溶解する材料からなる材料群から選択される材料で少なくとも部分的に作られてよい。

装置は、ミサイル、ロケット、爆弾、火工品装置（pyrotechnic device）、及び、ソノブイ（sonobouy）からなる装置群から選択される装置であってよい。

さらなる態様において、本発明は、システムを提供する方法を提供する。方法は、平面整列にしたがって設計された、限られた数の方向に向けられたその縁を有する低被観測性の航空機を提供することと、航空機の外表面の外側で装置を航空機に据え付けることと、フェアリングを航空機の外表面の外側で航空機に切り離し可能に結合することとを備え、フェアリングと航空機の１つ以上の外表面との間にチャンバーを規定するように、フェアリングの少なくとも一部分は、航空機の外表面のうちの１つ以上から離れて間隔を空け、装置は、チャンバー内に完全に位置付けられ、フェアリングは、フェアリングと航空機との間の１つ以上のインターフェースが実質的に共形であり、平面整列の原理にしたがって、航空機の少なくとも１つの縁と同じ方向に向けられるように構成されている。

図１は、ミサイル輸送システムの実施形態が実現される例示的な航空機の底面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。 図２は、航空機の前面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。 図３は、航空機２の側面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。 図４は、航空機からのミサイルフェアリングの取り外しを示す（正確な縮尺ではない）概略図である。

図１は、ミサイル輸送システムの実施形態が実現される、例示的な航空機２の底面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。

図２は、航空機２の前面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。

図３は、航空機２の側面図の（正確な縮尺ではない）概略図である。

この実施形態において、航空機２は、有人航空機である。しかしながら、他の実施形態では、航空機２は、無人又は自律航空機である。

この実施形態において、航空機２は、「低被観測性」（ＬＯ）航空機、すなわち、レーダーシステムを使用して検出することが比較的難しい航空機である。この実施形態において、平面整列の原理は、航空機２の形状の設計において使用されており、すなわち、比較的少数の異なる表面の配向、特に、前縁、後縁のような縁である曲がった表面、入口及び出口の実質的な平面プロフィール、低被観測性の航空機ではない航空機中の異なる数の表面配向と比較した航空機構造の航空機上の実質的な水平線形経路（以下「縁」という）を説明する他の特徴がある。この実施形態では、航空機の翼の前縁は、航空機２の後表面の縁と同じ角度である。空気取り入れ口バイパスドア及び再燃料供給アパーチャのような他の構造も、航空機の翼／尾部と同じ角度を使用する。平面整列の効果は、少数の特定の角度（すなわち、航空機の表面の配向の角度に垂直）で、航空機２上で入射する（レーダーアンテナによって放射される）レーダー放射のみがレーダーアンテナに向けて反射される一方で、１つ又はこれらの特定の角度以外の角度で航空機２に入射するレーダー放射は、レーダーアンテナから離れて反射される傾向がある。これは、低被観測性の航空機ではない航空機とは対照的である。このような非低被観測性の航空機によって提示される縁は、これらの空気力学の特性のような他の設計原理によって支配され、より広いさまざまな角度を備える傾向があり、典型的には、多くの角度で航空機が検出可能であるように、入射レーダー放射を多くの方向に反射するだろう。したがって、航空機２は、ある、そのシステムのレーダーアンテナに非常に特定の角度であるときに、レーダーシステムのみに「見える」傾向がある。

この実施形態では、航空機２の外表面は、発泡体吸収材のようなレーダー吸収材料（ＲＡＭ）でできている、又は、ＲＡＭで覆われている。航空機２の外板を形成するＲＡＭは、例えば、航空機フレームを形成する材料と比較して、比較的低い電気伝導性を有する傾向がある。

この実施形態では、航空機２は、胴体セクション４、２つの翼６、２つのミサイルカバー又はフェアリング１０、及び、２つのミサイル１２を備えている。

この実施形態では、航空機の胴体４は、航空機システムを収容する航空機２の一部分であり、航空機の着陸装置、航空電子工学システム、環境制御システム、及び、コックピットを含むが、これらに限定されない。

航空機の翼６は、航空機の胴体４の対向する側に位置付けられる。この実施形態では、航空機の翼６は、航空機２に対する揚力を発生させる主な目的を有している。航空機の翼６は、翼の形状の断面を有している。図１のように下方から見るとき、航空機の翼６は、航空機の翼６の前縁が航空機の翼６の後縁と実質的に同じ向きを有するように、実質的に均一な厚さを有する。各航空機の翼６の前縁及び後縁のこの整列は、レーダーシステムに対する航空機２の可視性を減少させる傾向がある。

この実施形態では、ミサイルフェアリング１０は、細長いボウル形のカバーである。各ミサイルフェアリング１０は、航空機２の底面、航空機の胴体４のインターフェース、及び、それぞれの航空機の翼６に据え付けられる。ミサイルフェアリング１０は、胴体４及び航空機の翼６の下側と接触する。各ミサイルフェアリング１０は、ミサイルフェアリング１０と航空機２の残りとの間（すなわち、ミサイルフェアリング１０と胴体／翼４、６との間）にチャンバーを規定する。

ミサイルフェアリング１０の航空機２の残りへの取り付けは、図４を参照して、後に以下でより詳細に説明する。

ミサイルフェアリング１０は、航空機２の本体から取り外し可能である。航空機２が飛行中の間にミサイルフェアリング１０が航空機２の残りから取り外される例示的な方法を、図４を参照して後に以下でより詳細に説明する。

この実施形態では、ミサイルフェアリング１０が取り付けられる、ミサイルフェアリング１０と胴体４及び航空機の翼６との間のインターフェースは、「混合された（blended）」又は連続的なインターフェース、あるいは、接合である。言い換えると、航空機２の外面は、ミサイルフェアリング１０の外面と連続してよい。フェアリング１０のコンフィギュレーションは、したがって、実質的に共形である。いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリング１０と胴体／翼４、６との間の境界の少なくとも一部分を、密閉剤が密閉する。このような密閉剤は、ゴムのような、非電気伝導材料で作られてよい。好ましくは、境界の全体が密閉される。ミサイルフェアリング１０と胴体／翼４、６との間の境界のこのような密閉は、レーダーシステムへの境界の可視性を低減させる傾向がある。これにより、ミサイルフェアリング１０と胴体／翼４、６との間に規定されるチャンバーを密閉又は閉じることができる。

この実施形態では、飛行中にミサイルフェアリング１０の外表面を通過する空気の大きな流れの分断を最小化するように、ミサイルフェアリング１０の外表面は、空気力学的に曲線を付けて作られ、したがって、空気力学抵抗を最小化する。ミサイルフェアリング１０は、航空力学的に平滑である。

この実施形態では、ミサイルフェアリング１０の形状は、平面整列の原理にしたがったものである。各ミサイルフェアリング１０の各外表面、特にフェアリング１０が航空機２の表面を係合する縁は、航空機２の残りの外表面（又は縁）と同じ方向に向けられている。言い換えると、各ミサイルフェアリング１０の各外表面は、航空機２の残りの外表面に平行である。したがって、航空機２上のミサイルフェアリング１０は、航空機２のレーダー断面を大幅に増加させない傾向がある。

ミサイルフェアリング１０は、例えば炭素繊維複合材料で作られてよい。さらに、ミサイルフェアリング１０の外表面は、ＲＡＭで覆われてよい。

ミサイル１２は、航空機２の底面に据え付けられる。特に、各ミサイルフェアリング１０は、航空機の翼６の近位端において、又は、それに近接して、それぞれの航空機の翼６の下側に取り付けられる。各ミサイル１２は、それぞれの射出切り離しユニット（ＥＲＵ）によって、航空機２に据え付けられている。ＥＲＵは、航空機２からミサイル１２を切り離して、発射するためのものである。

この実施形態では、ミサイル１２及び任意の結合装置（例えば、ＥＲＵ）がミサイルフェアリング１０によって完全にカバーされるように、各ミサイルフェアリング又はカバー１０は、それぞれのミサイル１２に適合するカバーである。したがって、各ミサイル１２（及び関係付けられた据え付け装置）は、それぞれのミサイルフェアリング１０と航空機２の残りとの間に規定されたそれぞれのチャンバー内に完全に含まれる。

ミサイルフェアリング１０は、有利なことに、入射レーダー波からミサイル１２及びＥＲＵを絶縁し、好ましくは分離する傾向がある。したがって、例えば、ミサイルフェアリング１０が存在せず、ミサイル１２が露出している場合と比較して、航空機２のレーダー断面が減少する傾向がある。

図４は、航空機の側面図を示す（正確な縮尺ではない）概略図であり、航空機２が飛行中の間に、航空機２の残りからのミサイルフェアリング１０の取り外しを図示している。

この実施形態では、航空機２の飛行中に、航空機２からミサイル１２を発射する前に、航空機２からミサイルフェアリング１０が射出される。

この実施形態では、ミサイルフェアリング１０は、冷ガス推進システム２０及びヒンジ２２を介して、航空機２の下側に結合される。

冷ガス推進システム２０は、ミサイルフェアリング１０の前縁（すなわち前端）において、又は、それに近接して、ミサイルフェアリング１０によって規定されるチャンバー内に位置付けられる。冷ガス推進システム２０は、矢印及び参照番号２４によって図４中で示すように、作動する際に、加圧された冷ガスを使用して、ミサイルフェアリング１０の前端を航空機２の下側から離れて推進するように構成されている。冷ガス推進システム２０は、航空機２のパイロットによって制御されることができる、航空機２に搭載されたミサイル発射システムによって制御されてよい。

ヒンジ２２は、ミサイルフェアリング１０の後縁（すなわち後端）において、又は、それに近接して、ミサイルフェアリング１０によって規定されるチャンバー内に位置付けられる。ミサイルフェアリング１０の前端が冷ガス推進システム２０によって航空機２の下側から推進されるとき、ヒンジ２２は、ミサイルフェアリング１０が回転する旋回を提供する。矢印及び参照番号２６によって図４中で示すように、ミサイルフェアリング１０が航空機２に関して所定の角度にあるとき、ヒンジ２２は、ミサイルフェアリング１０を航空機２の残りから切り離すようにさらに構成され、これによって、ミサイルフェアリング１０が、航空機２の残りから離れて移動することを可能にする。

いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリング１０が航空機２に関して予め定められた角度で、又は、それを超えて回転するとき、ヒンジ２２は、破断又は破砕するように構成された壊れやすいヒンジであり、これにより、重力の影響下で、ミサイルフェアリング１０が航空機２から離れて移動することを可能にする。

いくつかの実施形態では、ヒンジ２２は、バー及びバー収容部材を含むシステムを備えている。バーは、ミサイルフェアリング１０上に位置付けられ、バー収容部材は、胴体／翼４、６の下側に位置付けられてよい。代替的に、バーは、胴体／翼４、６の下側に位置付けられ、バー収容部材は、ミサイルフェアリング１０上に位置付けられてよい。バー収容部材は、Ｃ字形プロフィールを有し、バーが移動できる開口を備えてよい。Ｃ字形収容部材の開口は、航空機２に関して予め定められた角度に向けられる。ヒンジ２２の周りを回転するミサイルフェアリング１０は、ミサイルフェアリング１０がバー収容部材の開口の向きに沿って整列する（すなわち、航空機に関して予め定められた角度）まで、バーをＣ字形バー収容部材中で回転できる。ミサイルフェアリング１０がバー収容部材の開口の方向に沿って整列されるとき、バーは、バー収容部材の開口から移動でき、ミサイルフェアリング１０は、重力の影響下で、航空機から離れて移動できる。

ミサイルフェアリング１０が航空機から射出された後、ミサイル１２は、航空機から発射される。いくつかの実施形態では、いったんミサイル１２が航空機から遠く離れると、ミサイル１２のモーターが作動し、これにより、ミサイル１２のプルームによる航空機２への損傷のリスクを減少させる。

この実施形態では、航空機２は、ミサイルフェアリング１０とミサイル１２を航空機２に取り付けるために使用された、航空機２上の据え付け又は結合装置に動作可能に結合されている後退モード２８をさらに備えている。ミサイル１０が航空機２から射出され、ミサイル１２が航空機２から発射された後、後退モード２８は、航空機２上の露出した据え付け又は結合装置を胴体４又は航空機の翼６中に後退させる。好ましくは、露出した据え付け又は結合装置を航空機２の本体中に後退させ、したがって、航空機の外板の外表面を越えて航空機２から突出する結合装置はない。これらの装置の部分が航空機の外板の外表面を越えて航空機２の下側から突出しないように、例えば、後退モジュール２８によって、ＥＲＵヨーク、冷ガス推進システム２０、及び、航空機２に固定されたヒンジの一部分を胴体４又は航空機の翼６に後退させてよい。据え付け又は結合装置を航空機構造中に後退させることは、有利なことに、レーダーシステムに対するこれらの装置の可視性を減少させる傾向がある。これにより、航空機２のレーダー断面積が減少する傾向がある。さらに、据え付け又は結合装置を航空機構造に後退させることは、有利なことに、航空機２上の抵抗を低減させる傾向がある。

いくつかの実施形態では、後退モジュール２８は、据え付け又は結合装置を後退させる航空機外板における開口を閉じるようにさらに構成されてよい。例えば、いくつかの実施形態では、据え付け又は結合装置を航空機２の本体中に後退させた後、後退モジュール２８は、据え付け又は結合装置が後退した航空機外板中の開口を自己拡張式発泡体で満たす。発泡体はＲＡＭで作ることができる。したがって、レーダーシステムに対する据え付け又は結合装置の可視性がさらに減少される傾向がある。

航空機の外部外板の他の何らかの開口は、同様に、例えば、ＲＡＭ発泡体で満たされてよい。

このように、航空機のためのミサイル輸送システムが提供される。

多くの従来の航空機に対して、航空機の下面上の動力付きドアパネルの急速な開閉を航空機が典型的に伴うペイロードの配備は、比較的高い航空機速度で行われることが多い。強力なアクチュエータは、高い航空機速度の空気流中でドアパネルを開閉することを必要とする傾向がある。さらに、航空機上の大きな格納ベイが高い航空機速度で開かれるとき、航空機は、非常に高い音響及び空気力学負荷を経験する傾向がある。さらに、航空機が飛行中に空気流中でドアパネルを開くことは、航空機の安定性に悪影響を及ぼす傾向があり、航空機の操縦を妨げる傾向がある。

有利なことに、上述のミサイル発射システムは、このようなドアパネルの使用を減少させる又はなくす傾向がある。したがって、ドアパネルを開くために使用される強力なアクチュエータを省略することができ、これにより航空機の重量を低減させる。

さらに、ペイロードを配備するとき、航空機によって経験される音響及び空気力学負荷が減少する傾向がある。

さらに、上述のミサイル発射システムは、航空機の制御を不安定にしない又は妨害しない傾向がある。これは、少なくとも部分的には、空気流中で開くドア又はパネルを含まない上述のミサイル発射システムによるかもしれない。

有利なことに、航空機の下側にミサイルフェアリングを据え付けるための、切り離し可能なヒンジの使用は、航空機からのミサイルフェアリングの分離を予測可能で繰り返し可能な方法で生じるように提供する傾向があり、これによって航空機への損傷の可能性を最小限にする。

上記の実施形態では、航空機の下側に据え付けられた２つのミサイルフェアリングがある。しかしながら、他の実施形態では、異なる数のミサイルフェアリングがある。いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリングのうちの１つ以上が、航空機の底面以外の航空機の異なる部分に、例えば、航空機の上部に据え付けられる。

上記の実施形態では、各航空機の翼は、その長さに沿って、すなわち、翼が航空機の胴体に取り付けられているところから翼端に、実質的に均一な断面を有する。しかしながら、他の実施形態では、１つ以上の航空機の翼は、その長さに沿って不均一な断面を有する。例えば、いくつかの実施形態では、例えば、上から見たとき、航空機の翼は、その端の点に向かって細くなってよい。

上記の実施形態では、ミサイルは航空機に据え付けられ、ミサイルフェアリング中に収容される。しかし、他の実施形態では、ミサイルの代わりに、又は、ミサイルに加えて、異なるタイプの航空機備品又はペイロードが、航空機に据え付けられ、ミサイルフェアリング中に収容される。用語「航空機備品」及び「ペイロード」は、内部又は外部キャリッジに対して意図され、航空機上又はその中に据え付けられた任意の装置又はアイテムを指すように、ここで交換可能に使用される。アイテムは、航空機から飛行中に分離されることを意図されてよい。航空機備品は消耗品であってよく、すなわち、航空機備品は飛行中に航空機から分離されるように構成されてよい。消耗品備品の例は、ミサイル、ロケット、爆弾、ソノブイ、又は、無人航空機（ＵＡＶ）を含むが、これらに限定されない。代替的に、航空機備品は、非消耗品であってよく、すなわち、飛行中に航空機から通常は分離されていない航空機備品である。

したがって、いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリングは、ミサイル以外の装置又は構造のためのカバー又はフェアリングであってよい。ミサイルカバーは、航空機に取り付けられ、飛行中に航空機から取り外されるように構成されているフェアリングであってよい。専門用語「フェアリング」は、航空機の流線形化を増加させることができる、航空機に追加される外部構造を指すためにここで使用される。

上記の実施形態では、各ミサイルフェアリングと胴体／翼との間のすべてのインターフェースは、「混合された」又は連続的なインターフェース、あるいは、接合である。しかしながら、他の実施形態では、１つ以上のインターフェースは、航空機の、所望の空気力学的プロフィール及び／又はレーダー断面プロフィールに依存して、不連続的であってよい。

上記の実施形態では、ミサイルフェアリングは、冷ガス推進システム及びヒンジを介して航空機の下側に取り付けられる。しかしながら、他の実施形態では、ミサイルフェアリングのうちの１つ以上が、異なる適切な方法で航空機に取り付けられる。

例えば、いくつかの実施形態では、複数のラッチが航空機上で互いから離れて空間を空け、ミサイルフェアリングの端の周りのミサイルフェアリングに取り付けるように構成されている。これらのラッチは、航空機の下側に対してミサイルフェアリングを保持するように構成されてよい。ミサイルフェアリングが航空機から射出されるとき、ラッチをミサイルフェアリングから外し、ミサイルフェアリングが航空機から離れて動くことができるようにしてよい。１つ以上の推進システム、例えば冷ガス推進システムを使用して、航空機から離れてミサイルフェアリングを推進してよい。

いくつかの実施形態では、壊れやすい接着剤を使用して、ミサイルフェアリングを航空機に固定してよい。１つ以上の推進システム、例えば冷ガス推進システムを使用して、ミサイルフェアリングと航空機外板との間の接着接合を破壊し、ミサイルフェアリングを航空機から離れて推進させてよい。

上記の実施形態では、ミサイルフェアリングは、ＲＡＭで覆われた炭素繊維複合材で作られる。しかしながら、他の実施形態では、１つ以上のミサイルフェアリングは、異なる適切な材料で作られる。いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリングは、分解性（例えば、生物分解性）材料で作ることができる。いくつかの実施形態では、（例えば、雨水にさらされたとき、又は、ミサイルフェアリングが、海や川のような水中に着地する場合に）ミサイルフェアリングは、液体中で溶ける材料で作ることができる。いくつかの実施形態では、ミサイルフェアリングは、航空機から射出された後にミサイルフェアリングを破壊又は断片化するように構成されている爆薬のような「自爆」装置を含んでいてよい。分解性材料、溶解性材料、自爆装置、及び、これらに類するものの使用は、射出されたミサイルフェアリングが敵対した関係者によって取り出され、分析される可能性を減少させる傾向がある。

Claims (14)

1. システムであって、
   平面整列にしたがって設計された、限られた数の方向に向けられたその縁を有する低被観測性の航空機と、
   前記航空機の外表面の外側で前記航空機に据え付けられた装置と、
   前記航空機の外表面の外側に位置付けられたフェアリングとを備え、
   前記フェアリングは、前記航空機の１つ以上の外表面に切り離し可能に結合され、前記フェアリングと前記航空機の１つ以上の外表面との間にチャンバーを規定するように、前記フェアリングの少なくとも一部分は、前記航空機の外表面のうちの１つ以上から離れて間隔を空け、
   前記装置は、前記チャンバー内に完全に位置付けられ、
   前記フェアリングは、前記フェアリングと前記航空機との間の１つ以上のインターフェースが実質的に共形であり、平面整列の原理にしたがって、前記航空機の少なくとも１つの縁と同じ方向に向けられるように構成されている、システム。
2. 前記チャンバーは、閉チャンバーである、請求項１に記載のシステム。
3. 前記システムは、前記フェアリング（１０）と前記航空機（２）の１つ以上の外表面との間のインターフェースに位置付けられている密閉材をさらに備え、前記密閉材は、非電気伝導性である、請求項１又は２に記載のシステム。
4. 前記システムは、前記フェアリング（１０）を前記航空機（２）から取り外すように動作可能なフェアリング（１０）取り外しシステムをさらに備える、請求項１から３のうちのいずれか一項に記載のシステム。
5. 前記フェアリング（１０）取り外しシステムは、前記フェアリング（１０）と前記航空機（２）との間にヒンジ（２２）を備え、
   前記ヒンジ（２２）は、前記航空機（２）に関して前記フェアリング（１０）の回転を許可するように、及び、前記フェアリングが前記航空機（２）に関して予め定められた角度であるときに、前記航空機（２）から離れて前記フェアリング（１０）の自由な動きを許可するように構成されている、請求項４に記載のシステム。
6. 前記システムは、前記航空機（２）から離れて前記フェアリング（１０）を推進するように構成されている推進システム（２０）をさらに備える、請求項１から５のうちのいずれか一項に記載のシステム。
7. 前記推進システム（２０）は、冷ガス推進システム（２０）である、請求項６に記載のシステム。
8. 前記航空機（２）は、
   前記航空機（２）の１つ以上の外表面に対して前記フェアリング（１０）を保持するためのフェアリング保持装置と、
   前記航空機（２）から前記フェアリング（１０）を切り離した後、前記フェアリング保持装置が前記航空機（２）の外表面内にあるように、前記フェアリング保持装置を前記航空機（２）中に後退させるように構成されている第１の後退装置（２８）を備えている、請求項１から７のうちのいずれか一項に記載のシステム。
9. 前記航空機（２）は、前記フェアリング保持装置を前記航空機（２）中に後退させる開口を密閉するための手段をさらに備える、請求項８に記載のシステム。
10. 前記航空機（２）は、
    前記装置（１２）を前記航空機（２）に切り離し可能に据え付け、前記航空機（２）から前記装置（１２）を動作可能に取り外すための据え付け装置と、
    前記航空機（２）から前記装置（１２）を切り離した後、前記据え付け装置が前記航空機（２）の外表面内にあるように、前記据え付け装置を前記航空機（２）中に後退させるように構成されている第２の後退装置（２８）とを備える、請求項１から９のうちのいずれか一項に記載のシステム。
11. 前記航空機（２）は、前記据え付け装置を前記航空機（２）中に後退させる開口を密閉するための手段をさらに備える、請求項１０に記載のシステム。
12. 前記フェアリング（１０）は、前記航空機（２）からの前記フェアリングの分離の後、前記フェアリング（１０）を断片化又は破壊するための手段を備える、請求項１から１１のうちのいずれか一項に記載のシステム。
13. 前記フェアリング（１０）は、レーダー吸収材料、分解性材料、生物分解性、及び、水で溶解する材料からなる材料群から選択される材料で少なくとも部分的に作られる、請求項１から１２のうちのいずれか一項に記載のシステム。
14. システムを提供する方法であって、
    平面整列にしたがって設計された、限られた数の方向に向けられたその縁を有する低被観測性の航空機を提供することと、
    前記航空機の外表面の外側で装置を前記航空機に据え付けることと、
    フェアリングを前記航空機の外表面の外側で前記航空機に切り離し可能に結合することとを備え、
    前記フェアリングと前記航空機の１つ以上の外表面との間にチャンバーを規定するように、前記フェアリングの少なくとも一部分は、前記航空機の外表面のうちの１つ以上から離れて間隔を空け、
    前記装置は、前記チャンバー内に完全に位置付けられ、
    前記フェアリングは、前記フェアリングと前記航空機との間の１つ以上のインターフェースが実質的に共形であり、平面整列の原理にしたがって、前記航空機の少なくとも１つの縁と同じ方向に向けられるように構成されている、方法。

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