JPH08511339A - 展開可能な操舵翼を備えたミサイル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 ミサイル(20)は、ミサイル本体(22)およびミサイル本体の航路を制御する構造を含む。制御構造は、１以上の操舵翼(28)およびミサイル本体(22)の軸(23)に垂直な制御軸(30)を中心とした回転的なミサイル制御運動のために操舵翼(28)を支持するアクチュエータシャフト(38)を含んでいる。操舵翼(28)から延在した展開シャフト(42)は、アクチュエータシャフト(38)における展開シャフト孔(46)の中で回転可能であり、操舵翼(28)がミサイル本体(22)に隣接して平行な折畳まれた位置(56)から制御軸(30)に平行な伸張した位置(58)に回転することを可能にする。

Description

【発明の詳細な説明】 展開可能な操舵翼を備えたミサイル ［発明の背景］ 本発明は制御可能なミサイルに関し、特に展開可能な操舵翼を備えたミサイル に関する。 誘導ミサイル等のいくつかのタイプの誘導可能な兵器は、ミサイルの誘導を行 なうために２または４個の操舵翼を使用する。操舵翼は、自己制御飛行中にミサ イルの側面から外向きに突出する。操舵翼は典型的に、ミサイルが直線的に飛行 している時の気流に対して、刃が前方に向けられた刃物のような形状、または少 し上向きに傾斜された対称的な翼状の形状を有する。飛行航路を変更するために 、操舵翼は、航空機の制御システムによって単独でまたはグループで少しだけ再 度方向付けされる。操舵翼を取付けて方向付けする１つの方法は、ミサイルの本 体の軸に対して直角に突出したシャフト上に操舵翼を支持することである。気流 に対する操舵翼の姿勢は、少量だけシャフトを回転することによって変化させら れる。 操舵翼は、ミサイルの自己制御飛行中にミサイルの側面から外向きに突出する 。多くの場合、操舵翼は使用前に車両または航空機への配備および搭載中にミサ イルの本体に対して位置されることが望ましい。操舵翼のこの積載位置は、ミサ イルの実効直径を減少させ、さらに多くのミサイルが制限さ れた空間に貯蔵および、または支持されることを可能にする。それはまた貯蔵お よび処理中の操舵翼またはそれらの機構に対する損傷の可能性を低下させる。 以下のように、貯蔵および処理中に操舵翼がミサイル本体の側面に折畳まれ、 ミサイルの発射後短時間で伸張した位置に操舵翼を展開することが知られている 。操舵翼が折畳まれ、展開され、展開した位置でロックされ、その後アクチュエ ータシステムによって動かされる（通常、回転される）ことを可能にするために 種々の比較的複雑な機構が開発されている。固定されていて、展開後アクチュエ ータにより動かされない翼の回転展開を可能にする機構も知られている。 機構がさらに複雑になると、それだけその重量が増加し、故障し易く、高価に なる傾向がある。さらに、複雑な展開機構は典型的に比較的大きい容積を占有し 、ほとんどのミサイルの本体内で利用可能な制限された空間による著しい欠点を 有する。ミサイルの操舵翼を支持し、展開し、ロックして制御可能に動かす簡単 で信頼性の高いコンパクトな機構が必要とされている。本発明はこの必要性を満 し、さらに関連した利点を提供する。 ［本発明の要約］ 本発明は、信頼性が高く、しかも軽量の操舵翼設置構造を有するミサイルを提 供する。設置構造は、処理および貯蔵中に操舵翼をミサイル本体の側面に折畳み 、その後一度の回転運動で伸張した位置にそれを展開することができる。操舵翼 は伸張した位置でロックされ、その後はアクチュエータの回 転運動により完全に制御可能である。展開および支持機構はコンパクトであり、 またミサイルが小さい空間に貯蔵されることができるように操舵翼が折畳まれた 時にミサイルの断面積を全体的に小さくする。 本発明によると、ミサイルは、ミサイル本体軸およびミサイル本体の航路を制 御する手段を有するミサイル本体を含んでいる。制御手段は、操舵翼と、ミサイ ル本体軸に垂直な制御軸を中心とした回転運動用の操舵翼を支持する手段と、ミ サイル本体に隣接して平行な折畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した位置に 展開軸を中心とした回転運動によって操舵翼を展開する手段とを含む。さらに制 御手段は、操舵翼が伸張した位置にある時に制御軸を中心として操舵翼を制御可 能に回転する手段を含む。典型的な適用において、各支持手段、展開手段および 制御可能に回転する手段をそれぞれ具備した４個の操舵翼が存在する。 １実施例において、操舵翼は、アクチュエイト機構によって回転的に駆動され るアクチュエータシャフト上に支持される。この機構において、アクチュエータ は、リンク装置またはその他の使用可能な構造によってアクチュエータシャフト に結合されている。展開手段は、アクチュエータシャフトに平行でない方向に操 舵翼から延在する展開シャフトと、アクチュエータシャフト中の展開シャフト孔 とを含む。展開シャフトは、展開シャフト孔内に回転可能に受けられている。 この設計において、最初に操舵翼はその折畳まれた位置にある。ミサイルの発 射時、操舵翼は展開シャフトを中心とし て伸張した位置に回転し、その伸張した位置で永久的にロックする。展開シャフ トは、アクチュエータシャフト上に操舵翼を支持し、ロック機構は、操舵翼がア クチュエータシャフトに関して回転するかまたは折畳まれることを阻止する。そ の後、アクチュエータシャフトがアクチュエイト機構によって回転されて、ミサ イルの制御運動を行なう。 この方法は、堅牢で信頼性が高く、コンパクトで軽量なミサイル制御構造を提 供する。操舵翼は、展開シャフトによってアクチュエータシャフトに取付けられ 、両シャフトはどのような予想空気力学または制御負荷でも支持するように十分 大きい寸法で形成されることができる。アクチュエイト機構はアクチュエータシ ャフトを回転しさえすればよく、このアクチュエータシャフトはベアリング中に 支持されているが、展開または制御動作のいずれの期間中に動くことを要求され ない。構造的および空気力学的負荷を支持する構造の部分にはヒンジ、リンク装 置またはその他の機構は存在せず、故障の可能性を減少させる。リンク装置は、 元来アクチュエータシャフトにアクチュエータを接続するために設けられている が、このリンク装置は構造的または空気力学的な負荷を支持しない。最後に、本 発明の方法は、２つの方法でコンパクトな構造を提供する。第１に、展開および アクチュエイト機構はそれ自身コンパクトである。第２に、折畳まれた操舵翼を 備えたミサイルの全体的な断面寸法は、他のタイプの展開およびアクチュエイト 機構を備えたものより小さく、貯蔵のために小さい断面積をミサイルに提供する 。 したがって、本発明は、展開可能な操舵翼および関連したアクチュエータによ って制御される改良されたミサイルを提供する。本発明のその他の特徴および利 点は、以下の好ましい実施例の詳細な説明および本発明の原理を一例として示し ている添付図面から明らかになるであろう。 ［図面の簡単な説明］ 図１は、展開可能な操舵翼を使用したミサイルの概略的な平面図である。 図２は、操舵翼およびアクチュエータシステムの分解斜視図である。 図３は、操舵翼およびその展開シャフトの一部分の平面図である。 図４は、図３の操舵翼および展開シャフトの正面図である。 図５は、図１のミサイルの一部分の概略的な斜視図であり、操舵翼の展開期間 中の経過のシーケンスを示す。 図６は、図５のミサイルの概略的な正面図であり、操舵翼の展開中の経過のシ ーケンスを示す。 図７は、図２のシステムのアクチュエータおよびリンク装置部分の詳細な平面 図である。 図８は、通常の折畳み翼設計を使用する詰め込まれた操舵翼を備えたミサイル を示した概略的な正面図である。 図９は、本発明の方法による詰め込まれた操舵翼を備えた図８のものと同じ直 径のミサイルを示した概略的な正面図である。 ［本発明の詳細な説明］ 図１は、本発明の方法を使用するミサイル20を示す。ミサイル20は、ミサイル 本体軸23と、およびここではそれがノズル24を通して排気するようにミサイル本 体22の上部に取付けられた単一のロケットエンジンとして示されている推進シス テムとを有するミサイル本体22を含む。ミサイルの好ましい形態において、４個 の翼25は、ロケットエンジンノズル24の前方の位置から外側に向かって延在して いる。光ファイバ26は、ミサイルが飛行しているときにミサイル20の背後におい てミサイル内のキャニスタから繰出され、ミサイル20と制御ステーション（示さ れていない）との間で情報が通信されることを可能にする。ロケットエンジンの 上部取付けノズル24は、エンジンの排気ガスが光ファイバ26に当たらないように 方向付けられている。本発明は、後部取付けエンジン、多エンジン、または翼取 付けエンジンを有するミサイル等のその他のミサイルタイプ、または光ファイバ 誘導システムを持たないミサイル、或いはレーザ誘導爆弾等のエンジンのないミ サイルに関して等しく使用可能である。このような装置は全てここにおいて使用 されている“ミサイル”という用語の範囲内にある。好ましい実施例では、空中 を飛行するミサイルが扱われているが、ここで使用される“ミサイル”という用 語には魚雷も含まれる。 ４個の操舵翼28は、ミサイル本体22の周囲に、この場合はエンジンノズル24の 後尾の近くの位置に等間隔で支持されている。各操舵翼28は、ミサイル本体軸23 に垂直な各制御軸30を中心として回転可能な空気力学的表面である。ミサイルの 制御は、ミサイル誘導制御装置によって命令された複雑なパターンでそれらの軸 を中心として各操舵翼28を回転することによって行われる。本発明は、操舵翼の 支持、展開および回転に関するものであり、ミサイルの特定の航路を実現するた めに必要とされる操舵翼の方向付けには関与しない。 最初、操舵翼28は貯蔵および処理中ミサイル本体22上に折畳まれる。この折畳 まれた位置において、操舵翼28はミサイル本体22に対して平行に隣接している。 操舵翼28は、ミサイル発射後に短時間で図１に示された伸張した位置に展開する 。その後、操舵翼28は、ミサイル20の航路の制御を行なうために制御軸30を中心 として回転可能でなければならない。 折畳まれた位置から伸張した位置への運動を行なって、伸張した位置で操舵翼 をロックし、続いて操舵翼を制御可能に回転するのに好ましい取付け構造32は、 図２の分解斜視図に示されている。構造32は、アクチュエータシャフトハウジン グ36が取付けられたベース34を含む。アクチュエータシャフト38は、１対のベア リング40を使用してアクチュエータシャフトハウジング36内に回転可能に取付け られている。アクチュエータシャフト38の回転軸は、各操舵翼28の制御軸30と一 致する。 操舵翼28は、操舵翼28の本体側端部44から延在する展開シャフト42を含む。ア クチュエータシャフト38は、その側面に展開シャフト孔46を含む。展開シャフト 孔46は、展開シャフト42が展開シャフト孔46内において回転することを可能にす る回転可能な適合状態で展開シャフト42を受けるのに十分な 大きさである。展開シャフト42は組立てられた時に保持ねじ47によって展開シャ フト孔46内に保持されている。 展開シャフト42は、展開シャフト42が展開シャフト孔46中において回転された ときに、操舵翼28が折畳まれた位置から伸張した位置に移動するように操舵翼28 に関して方向付けられて固定されている。好ましい実施例において、展開シャフ ト42は、図３および４に示されているように方向付けられる。操舵翼28は、一般 に翼平面48を中心として翼形状を有している。縦軸54は、翼平面48中に位置し、 翼の前縁50と後縁52との間にほぼ垂直に延在する。 これらの定義に関して、展開シャフト42は、翼平面48で測定して縦軸54に関し て約44.8°の角度で（図３の平面図を参照されたい）、また翼平面48に垂直に測 定して縦軸54に対して約43.6°の角度で（図４の上面図を参照されたい）方向付 けされていることが好ましい。その他の動作可能な方向も使用可能である。 展開シャフト孔46は、それ自身が制御軸30と一致しているアクチュエータシャ フト38の軸に関して約54.3°の角度で方向付けられていることが好ましい。した がって、この機構が組立てられたとき、展開シャフト42は、制御軸30に関してこ の約54.3°の角度で方向付けされる。その他の動作可能な方向も使用することが できる。 図５および６は、各操舵翼28がミサイル本体22に対して平らな最初の折畳まれ た位置（符号56）から伸張した位置（符号58）に展開される経過のシーケンスを ２つの方向から見た 図で示す。好ましい実施例において、操舵翼28は折畳まれた位置56においてその 先端の運動によって前方に折畳まれ、後方に展開される。この方法は、ミサイル 20が発射されたときに受ける慣性および空気力学的な力が展開に対して抗うので はなく、操舵翼の展開を助けるように選択される。 図５および６に示されているように、展開シャフト42の回転は操舵翼28全体を 外側に開かせ、同時に展開シャフトにより適切な空気力学的方向に回転させ、前 縁50は後続する飛行に対してほぼ前方を指向する。結果的に、ヒンジまたはそれ に対応するような構造は不要であり、このような構造ゆえの異なる利点がその機 構において弱点となる可能性が高い。展開シャフトを使用した構造は堅牢であり 、長期にわたる貯蔵の後、故障または動作不良を生じることが少ない。 操舵翼28が伸張した位置58に向かって外側に回転した後、それは過度に回転す ることを阻止され、飛行に適切な位置でロックされなければならない。さもない と、操舵翼28は飛行中に誤った望ましくない方向まで移動するか、或は再び折畳 まれる可能性もある。 操舵翼28の回転を停止して、伸張した位置58に操舵翼28をロックするために、 図２において認められるように停止およびロック組合せ構造60が設けられる。停 止板62はアクチュエータシャフト38に固定され、操舵翼28が伸張した位置58にあ る時、停止板62の平面は操舵翼28の本体側端部44に平行である。すなわち、好ま しい実施例において停止板62の表面は制御軸30に対して垂直である。停止板62は 、操舵翼28が停止板 62に接触するまでその伸張した位置58に向かって自由に回転することができる箇 所に制御軸30に沿って位置されている。 ロックラッチ64は、操舵翼28上に設けられている。ロックラッチ64は、操舵翼 28の本体側端部44から下方に延在する金属の舌状の形態であることが好ましい。 ロックラッチ受部66は停止板62上に設けられている。ロックラッチ受部66は、操 舵翼28が停止板62に接触した時に、ロックラッチ64がスロット中にスライドする ように位置されたスロットの形態であることが好ましい。ロックラッチ64とロッ クラッチ受部66との間の結合は、操舵翼28が伸張した位置58に達すると、展開シ ャフト42を中心に回転して折畳まれた位置56に戻ることを阻止する。ほとんどの 適用について、ミサイルは１度しか使用されないため、ロックラッチ64とロック ラッチ受部66を後で分離する必要はない。 操舵翼28が典型的にミサイル20の発射後短時間で伸張した位置58に展開され、 適切な位置でロックされると、操舵翼28はミサイル20を操縦するために使用され る回転制御運動に利用することができる。この位置において、操舵翼28はアクチ ュエータシャフト38上に強固に支持され、ロックされる。それによってアクチュ エータシャフト38を制御可能に回転することにより、操舵翼28の回転が行われる 。 図２はアクチュエータシャフト38を制御可能に回転するアクチュエイト機構70 を全体的に示し、図７はアクチュエイト機構70をさらに詳細に示す。駆動モータ 72はベース34に固定されている。駆動モータ72は、ねじを有する駆動シャフト74 に対する出力部を備えた通常の直流モータタイプであるが、その他のタイプのモ ータもまた使用されることができる。駆動シャフト74の動作は、駆動シャフト74 に、およびアクチュエータシャフト38の側面から突出した駆動アーム78に結合し たリンク装置76によってアクチュエータシャフト38に伝達される。任意の利用可 能なリンク装置を使用することができる。 好ましい形態において、リンク装置76は、駆動シャフト74にねじ結合された内 側に向かってねじを設けられたブロック（示されていない）にピボット結合で取 付けられたクロスアーム80を含む。交差アーム80の一方の端部は第１のサイドリ ンク82の一方の端部にピボット結合され、そのリンクの他方の端部はベース34に ピボット結合で固定されている。交差アーム80の他方の端部は、第２のサイドリ ンク84の一方の端部にピボット結合され、そのリンクの他方の端部は駆動アーム 78にピボット結合される。 駆動モータ72が動作されて駆動シャフト74を回転させるとき、駆動シャフトに 結合された内側にねじを設けられたブロックは、駆動シャフト74の回転に応答し て交差アーム80を縦方向に移動させる。第２のサイドリンク84もまた縦方向に駆 動され、制御軸30を中心としてアクチュエータシャフト38を回転させる。それに よって操舵翼28は、制御軸30を中心として回転される。ミサイルを操縦するため に要求される操舵翼28の回転は少量に過ぎない。他のアクチュエータシャフト駆 動方法を使用することもできる。 別の利点に加えて、本発明は貯蔵および発射装置上の設置 のために“容器”すなわちミサイルの全体的な外側の寸法を減少させる。図８お よび９は、仮定上のミサイル90の設計プロセスの結果を示す。図８の設計形態は 通常の折畳み操舵翼を使用し、一方図９の設計形態は本発明の方法を使用してい る。図９の設計形態は、図８の設計形態より小さい全体的な外形寸法を実現して いるため、さらに小さいパッキングを使用することができる。 説明のために、本発明の特定の実施例を詳細に説明してきたが、本発明の技術 的範囲を逸脱することなく種々の修正および向上を行なうことができる。しがっ て、本発明は添付された請求の範囲によってのみ限定される。

【手続補正書】 【提出日】１９９６年２月２６日 【補正内容】 請求の範囲 １．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 ミサイル本体の航路を制御する制御手段とを具備し、 制御手段が、 操舵翼と、 ミサイル本体軸に垂直な制御軸を中心とした回転運動に対して操舵翼を支持 する手段と、 ミサイル本体に隣接して平行な折畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した 位置に展開軸を中心とした回転運動によって操舵翼を展開する手段と、 操舵翼が伸張した位置にある時に制御軸を中心として操舵翼を制御可能に回 転する手段とを具備しているミサイル。 ２．支持する手段は、制御軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトを 含んでいる請求項１記載のミサイル。 ３．制御可能に回転する手段は、 アクチュエータモータと、 アクチュエータモータからアクチュエータシャフトまで延在するリンク装置と を含んでいる請求項２記載のミサイル。 ４．展開する手段は、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトと 、 展開軸と一致して操舵翼から延在する展開シャフトと、 展開シャフトを受ける直径を有して形成されたアクチュエータシャフト中の展 開シャフト孔とを含んでいる請求項１記載のミサイル。 ５．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 操舵翼と、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトと 、 アクチュエータシャフトに平行ではない方向に操舵翼から延在する展開シャフ トと、 展開シャフト孔内に展開シャフトを回転可能に受ける、アクチュエータシャフ ト中の展開シャフト孔とを含んでいるミサイル。 ６．さらに、伸張した位置で操舵翼をロックする手段を含んでいる請求項５記載 のミサイル。 ７．さらに、アクチュエータシャフトに固定的に支持され、操舵翼が伸張した位 置にある時に操舵翼に接触するように位置された停止部分と、 操舵翼上のロックラッチと、 停止部分上に固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある時にロックラッ チを受けるように位置されたロックラッチ受部とを含んでいる請求項５記載のミ サイル。 ８．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 １以上の操舵翼とを含んでおり、 各操舵翼が、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエーターシャフ トと、 アクチュエータモータと、 アクチュエータモータからアクチュエータシャフトまで 延在するリンク装置と、 アクチュエータシャフトに平行ではない方向に操舵翼から延在する展開シャ フトと、 展開シャフト孔内に展開シャフトを受け、ミサイル本体に隣接して平行な折 畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した位置に操舵翼を移動するように展開シ ャフト孔内で回転可能であるアクチュエータシャフト中の展開シャフト孔と、 アクチュエータシャフトに固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある 時に操舵翼に接触するように位置された停止部分と、 操舵翼上のロックラッチと、 停止部分上に固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある時にロックラ ッチを受けるように位置されたロックラッチ受部とを有しているミサイル。 ９．操舵翼は、翼平面を中心とする翼として形成され、翼平面に位置し、翼の前 縁と後縁との間に延在する縦軸を有しており、 展開シャフトは、翼平面で測定した場合に縦軸に関して約44.8°の角度、およ び翼平面に垂直な平面で測定した場合には縦軸に対して約43.6°の角度で方向付 けられている請求項８記載のミサイル。 １０．全体で４個の操舵翼が存在する請求項８記載のミサイル。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 ミサイル本体の航路を制御する制御手段とを具備し、 制御手段が、 操舵翼と、 ミサイル本体軸に垂直な制御軸を中心とした回転運動に対して操舵翼を支持 する手段と、 ミサイル本体に隣接して平行な折畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した 位置に展開軸を中心とした回転運動によって操舵翼を展開する手段と、 操舵翼が伸張した位置にある時に制御軸を中心として操舵翼を制御可能に回 転する手段とを具備しているミサイル。 ２．支持する手段は、制御軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトを 含んでいる請求項１記載のミサイル。 ３．制御可能に回転する手段は、 アクチュエータモータと、 アクチュエータモータからアクチュエータシャフトまで延在するリンク装置と を含んでいる請求項２記載のミサイル。 ４．展開する手段は、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトと 、 展開軸と一致して操舵翼から延在する展開シャフトと、 展開シャフトを受ける直径を有して形成されたアクチュエータシャフト中の展 開シャフト孔とを含んでいる請求項１記載のミサイル。 ５．さらに、伸張した位置で操舵翼をロックする手段を含んでいる請求項１記載 のミサイル。 ６．さらに制御する手段は、 １以上の付加的な操舵翼と、 ミサイル本体軸に対して垂直な各制御軸を中心とした回転的なミサイル制御運 動のために各付加的な操舵翼を支持する手段と、 ミサイル本体に隣接して平行な折畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した位 置に各展開軸を中心とした回転運動により操舵翼を展開する手段とを含んでいる 請求項１記載のミサイル。 ７．全体で４個の操舵翼が存在する請求項６記載のミサイル。 ８．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 操舵翼と、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフトと 、 アクチュエータシャフトに平行ではない方向に操舵翼から延在する展開シャフ トと、 展開シャフト孔内に展開シャフトを回転可能に受ける、アクチュエータシャフ ト中の展開シャフト孔とを含んでいるミサイル。 ９．さらに、アクチュエータモータと、 アクチュエータモータからアクチュエータシャフトまで延在するリンク装置と を含んでいる請求項８記載のミサイル。 １０．さらに、伸張した位置で操舵翼をロックする手段を含 んでいる請求項８記載のミサイル。 １１．さらに、アクチュエータシャフトに固定的に支持され、操舵翼が伸張した 位置にある時に操舵翼に接触するように位置された停止部分と、 操舵翼上のロックラッチと、 停止部分上に固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある時にロックラッ チを受けるように位置されたロックラッチ受部とを含んでいる請求項８記載のミ サイル。 １２．さらに、１以上の操舵翼と、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能である各操舵翼に対する各ア クチュエータシャフトと、 各アクチュエータシャフトに平行ではない方向に各操舵翼から延在する各展開 シャフトと、 各展開シャフト孔内に展開シャフトを回転可能に受ける各アクチュエータシャ フト中の各展開シャフト孔とを含んでいる請求項８記載のミサイル。 １３．全体で４個の操舵翼が存在する請求項１２記載のミサイル。 １４．ミサイル本体軸を有するミサイル本体と、 １以上の操舵翼とを含んでおり、 各操舵翼が、 ミサイル本体軸に垂直な軸を中心として回転可能なアクチュエータシャフト と、 アクチュエータモータと、 アクチュエータモータからアクチュエータシャフトまで 延在するリンク装置と、 アクチュエータシャフトに平行ではない方向に操舵翼から延在する展開シャ フトと、 展開シャフト孔内に展開シャフトを受け、ミサイル本体に隣接して平行な折 畳まれた位置から制御軸に平行な伸張した位置に操舵翼を移動するように展開シ ャフト孔内で回転可能であるアクチュエータシャフト中の展開シャフト孔と、 アクチュエータシャフトに固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある 時に操舵翼に接触するように位置された停止部分と、 操舵翼上のロックラッチと、 停止部分上に固定的に支持され、操舵翼が伸張した位置にある時にロックラ ッチを受けるように位置されたロックラッチ受部とを有しているミサイル。 １５．操舵翼は、翼平面を中心とする翼として形成され、翼平面に位置し、翼の 前縁と後縁との間に延在する縦軸を有しており、 展開シャフトは、翼平面で測定した場合に縦軸に関して約44.8°の角度、およ び翼平面に垂直な平面で測定した場合には縦軸に対して約43.6°の角度で方向付 けられている請求項１４記載のミサイル。 １６．さらに、アクチュエータシャフトを支持するベアリングを含んでいる請求 項１４記載のミサイル。 １７．全体で４個の操舵翼が存在する請求項１４記載のミサイル。