JP2588739B2 - ロケットの飛翔方向制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は操舵翼によってロケットの飛翔方向を制御す
る装置に関する。

〔従来の技術〕

第８図は本発明を実施するロケットの基本形を例示し
たものである。当該ロケットR₁はロケット機体１の後部
寄りに通常４枚の安定翼２が固定されるほか、該後部を
形成する尾筒1aに４枚の操舵翼11が等角度関係に設けら
れ、燃焼室３に装填した例えば端面燃焼型の固体推進薬
４からの高温燃焼ガスを、機軸Ｘ−Ｘに関して斜めに軸
対象的に配設した４個のロケットノズル20から尾筒1a外
へ噴出させて該ロケットを比較的低速で飛翔させる。そ
してこの間制御部５から適時に発信される操舵信号にも
とづいて適宜選択された操舵翼11を矢線A,Bのごとく操
舵中心軸Ｙ−Ｙに対して正，逆方向に操舵することによ
り、各操舵翼が共同してロケット機体１にヨー，ピッ
チ，ロールの３軸モーメントを働かせながら飛翔方向を
制御するものである。

また第９図は別の基本形を例示したものである。当該
ロケットR₂はロケット機体１、安定翼2,制御部5,操舵翼
11,ロケットノズル20等を第８図のものとほぼ同様な態
様でそなえるほか、ロケット機体１内をロケットノズル
20（ブースタノズル）に連らなるブースタ燃焼室６と、
ロケット機体１の前部寄りに配設したサステナノズル７
に連らなるサステナ燃焼室８とに区画してこれらの燃焼
室６および８にそれぞれ内面燃焼型のブースタ推進薬９
および端面燃焼型のサステナ推進薬10を装填したもので
あって、ブースタ推進薬９は反射後所定の秒時が経過す
ると焼失してこの間に所要の加速度を附加し、その後は
サステナ推進薬10からの燃焼ガスがサステナノズル７か
ら噴出して当該ロケットを比較的低速で飛翔させる。飛
翔方向制御手段は第８図の場合と同様である。

第10図を参照し、前記４枚の操舵翼11はこれと一体の
操舵軸12を有し、この操舵軸を前記操舵中心軸Ｙ−Ｙ上
に配して尾筒1aを貫通させ、その内方をベアリング13を
介して該尾筒に支持してある。各操舵翼11の操舵機構15
は、前記制御部５からの操舵信号、例えば所要の操舵角
に比例した正，負のパルス信号に応答して正，逆に回転
するサーボモータ16と、この回転運動を直線運動に変換
するボールスクリュー手段17と、操舵軸12に固定されて
この直線運動に連動して正，逆に回動するアーム18とを
有する。したがって各操舵翼11は上記の操舵信号に応じ
て正，負に偏向し、その結果が例えばポテンショメータ
（図示省略）により検出されて制御部５へ帰還されつつ
上記所要の操舵角が得られるように帰還制御がなされ
る。

また前記４個のロケットノズル20は前記燃焼室３（ま
たはブースタ燃焼室６）の後端壁3a（または6a）に固定
したタクトパイプ21と、このダクトパイプの後端部に配
したノズルユニット22と、ダクトパイプ21に締結されて
ノズルユニット22を保持するとともに尾筒1a外に開口す
るノズルエキステンション23とからなる。そして各ロケ
ットノズル20の推力軸Ｔ−Ｔは機軸Ｘ−Ｘを通る直交面
内に配されて各々等角度をもって後方へ拡開しており、
したがってこれらロケットノズル20の合成推力軸が機軸
Ｘ−Ｘに一致する。

〔発明が解決しようとする問題点〕

ところでこのような操舵翼による飛翔方向制御装置に
あっては、例えば当該ロケットを発射直後に急旋回させ
て所定の低高度軌道へ投入したいような場合、かかる要
望には仲々答えにくいという問題があった。

それは、たとえ前述したようにブースタ推進薬を用い
て初期加速の増大をはかったとしても発射直後の飛翔速
度は依然低いことから、必要な空力的舵力が得られない
からであり、またこの舵力を補うために翼面積を増加さ
せようとすると、今度は空力抵抗が増大して飛翔距離が
短縮され、あるいは横風などの外乱を受けやすくなって
軌道が不安定となるためにこの翼面積にも限界があるか
らである。

そこで本発明の課題は、翼面積を増加させないで急激
な方向変換をなしうるようにする点にある。

〔問題点を解決するための手段〕

この課題を解決した本発明の手段は、操舵翼によって
ロケットの飛翔方向を制御する装置において、前記操舵
翼の各々にそれぞれ１つが対応して連動する前記操舵翼
と同数のロケットノズルを配設し、該ロケットノズルを
偏向可能に設けるとともに、前記操舵翼の操舵信号に応
答して当該ロケットノズルを操舵方向へ偏向させるよう
に駆動するノズル駆動機構を設けて構成したものであ
る。

〔作用〕

この手段によれば、操舵信号が発せられると前記の操
舵がなされるとともにノズル駆動機構が作動してロケッ
トノズルを操舵方向へ偏向させるので、当該ロケットノ
ズルの推力軸がこの方向へ偏寄して舵力を補填する。し
たがって前記の３軸制御が操舵翼とロケットノズルとの
共同のもとになされるのでたとえ舵力が不足しても当該
ロケットの飛翔方向を大きく変換させることができる。

〔実施例１〕 第１図を参照して本発明の一実施例を説明する。

当該ロケットは前記操舵翼11およびその操舵機構15を
第９図のロケットR₂と同様な態様でそなえ、前記操舵信
号に応答して回転する前記サーボモータ16によって前述
のように飛翔方向が制御される。

一方、マニホルド25はメインダクト26と、このメイン
ダクトの後端部から直角に等角度関係で分枝させたブラ
ンチ27とを有し、メインダクト26の前端部を前記ブース
タ燃焼室６の後端壁6aの中央部に締結するとともに各ブ
ランチ27を前記操舵中心軸Ｙ−Ｙの方向へ指向させてあ
る。符号28はマニホルド25の内面に貼着した耐熱インシ
ュレータである。そして各ブランチ27毎にロケットノズ
ル30を構成する。

ロケットノズル30のダクトパイプ31はその内端部をブ
ランチ27に締結するとともにその外方を斜め後方へ折曲
してこの折曲部31aの端部にノズルユニット33を締結
し、折曲部31aとノズルユニット33との中心線（推力軸
Ｔ−Ｔ）を操舵中心軸Ｙ−Ｙおよび機軸Ｘ−Ｘを含む面
内に位置させる。そしてノズルエキステンション34を推
力軸Ｔ−Ｔと同軸に配してその後端部をノズルユニット
33と間隙Ｓを設けてオーバーラップさせる。またノズル
エキステンション34に支軸36を固定してその軸線を操舵
中心軸Ｙ−Ｙと平行に配置し、この支軸36をベアリング
37を介して前記尾筒1aに保持させる。符号32および35は
それぞれダクトパイプ31およびノズルエキステンション
34の内面に貼着した耐熱インシュレータである。

ノズル駆動機構40は前記制御部５からの正，負の操舵
信号に応答して正，逆に回転するサーボモータ41と、こ
の回転運動を直線運動に変換するボールスクリュー手段
42と支軸36に固定されてこの直線運動に連動して正，逆
に回動するアーム43とを用いて前記操舵機構15と同様に
組立ててある。

以上により、各１つの操舵翼11と各１つのロケットノ
ズル30とが機軸Ｘ−Ｘに対し同列に配されて組を構成す
る。

この実施例は上記のごとくである。したがって前記ブ
ースタ推進薬９からの高温燃焼ガスがマニホルド25を経
て各ロケットノズル30に分流したのち、斜め後方へ噴出
して前記従来の場合と同様に機軸Ｘ−Ｘ方向の合成推力
を発生する。この中立位置において前記制御部５から例
えば正の操舵信号が発せられると操舵翼11が矢線Ａ方向
へ偏向すると同時にノズル駆動機構40のサーボモータ41
も正転して支軸36を介しノズルエキステンション34を同
方向へ偏向させる。

これにより推力軸Ｔ−Ｔがノズルエキステンション34
内で上記矢線Ａ方向に偏寄して操舵翼11による舵力を該
推力の分力によって補填する。

このようにして発射直後の低速域においても当該ロケ
ットに大きな方向転換を強いることができ、この間に前
記ブースタ推進薬９が焼失するけれども、このときはロ
ケットが十分に加速されているので以後は操舵翼11のみ
によって所要の方向制御をすることができる。この場合
ロケットノズル30は用済みとなるのでサーボモータ41へ
の操舵信号を停止するようにしてもよい。

尚この実施例は前記第８図のロケットR₁のごとく特に
ブースタ燃焼室を区画しないものにも適用しうることは
言うまでもなく、この場合、操舵信号の上記停止ができ
ない代りに操舵機構15とノズル駆動機構40とを１つの構
成にまとめて両者を連動させることが可能となる。

第２図は上記構成を例示したもので、前記ノズル駆動
機構40によって駆動されるノズルエキステンション34に
アーム38を突設し、また前記操舵軸12の内端部にアーム
14を固定してアーム38,14の各遊端部をリンク19を介し
てピン連結してある。

したがって前記サーボモータ41によってノズルエキス
テンション34を偏向させると、この偏向運動がアーム3
8,リンク19およびアーム14を順次介して操舵軸12に伝達
されるので操舵翼11も同方向へ偏向する。

〔実施例２〕 第３図を参照して本発明の第２の実施例を説明する。

この実施例は前記第８図のロケットに適用されるもの
で、該ロケットR₁における前記燃焼室３の後端壁3aに等
角度関係で４つのノズルベース45を固着し、これらのノ
ズルベースにホルダブロック46を気密に締結する。

ノズルベース45とホルダブロック46とには前端が燃焼
室３に通じて後端が閉塞する一連のガス通路47を形成
し、またホルダブロック46の後端部にはガス通路47に通
じて機軸Ｘ−Ｘと直交する保持孔48を貫通させてある。
ガス通路47の内面には耐熱インシュレータ49を貼着して
ある。

ロケットノズル50は保持軸51と、ダクトパイプ58とノ
ズルユニット61とから主構成されている。保持軸51は外
端に開口する内腔52とこの外端部に形成したフランジ53
とを有し、前記保持孔48の両側にスラストベアリング5
4,54を配してこの保持孔に保持軸51を挿通し、その突出
内端部にナット55を螺着する。これによって保持軸51が
位置決めされ、かつ回動自由に支持される。内腔52とガ
ス通路47とを保持軸51に形成した通孔56によって連通さ
せ、また上記の挿通部にシールリング57,57を介装して
密封する。

ダクトパイプ58はその内端部に形成したフランジ59を
上記フランジ53に締結することにより保持軸51と一体に
なされ、またこのダクトパイプをフランジ59の近傍から
斜め後方へわん曲させて前記尾筒1a外へ延出し、このわ
ん曲部58aの外端に上記ノズルユニット61を共軸（推力
軸Ｔ−Ｔ）的に締着する。ダクトパイプ58の内面には耐
熱インシュレータ60を貼着してある。

保持軸51の内端部を前記ノズル駆動機構40に連係させ
て前記サーボモータ41から正，逆に回転駆動されるよう
にし、またダクトパイプのわん曲部58aに操舵翼62を取
付金具63,64を介して取付ける。これにより操舵翼62は
保持軸51の中心を操舵中心軸Ｙ−Ｙとして偏向できる。

この実施例によれば、ロケットノズル50と操舵翼62と
が一体の組を構成して共通のノズル駆動機構40から駆動
されるので、前記第２図に示したような連動機構を必要
とせず、これにより構成が簡潔化されることでレイアウ
ト上有利となる。

〔実施例３〕 第４図を参照して本発明の第３の実施例を説明する。

当該ロケットR₁のロケットノズル70は、前記燃焼室３
の後端壁3a上等角度関係４等分位置に斜め後方へ指向さ
せて固定したノズルユニット71とノズルエキステンショ
ン72とを有し、前記機軸Ｘ−Ｘに対して直角に配した支
軸73をベアリング74を介して前記尾筒1aに支持し、この
支軸の外端部に上記ノズルエキステンション72を固定し
てこれをノズルユニット71の推力軸Ｔ−Ｔと同軸的に配
置してある。

操舵翼76を取付金具77,78によってノズルエキステン
ション72に取付け、また支軸73の内端部をノズル駆動機
構80に連係させて操舵翼76とノズルエキステンション72
とを支軸73の中心（操舵中心軸Ｙ−Ｙ）のまわりに同時
に偏向させる。

ノズル駆動機構80は機軸Ｘ−Ｘとほぼ同方行に配され
て前記操舵信号に応答して正，逆に回転するサーボモー
タ81と、この回転運動を直線運動に変換するボールスク
リュー手段82と、支軸73に固定され上記直線運動に運動
して正，逆に回動するアーム83とを用いて前記ノズル駆
動機構40とほぼ同様に構成してある。

この実施例のものはノズルユニット71へ至る燃焼ガス
通路に曲りなどが無いので噴射効率が高く、更に各サー
ボモータ81を機軸Ｘ−Ｘまわりにまとめて配置できるこ
とでレイアウト上も甚だ有利である。

〔実施例４〕 第５図は本発明の第４の実施例を示したものである。

当該ロケットR₁の前記燃焼室後端部3aにはその４等分
位置にノズルベース85が形成され、ロケットノズル90を
これらのベース85上に組立ててある。

すなわち、ノズルベース85にダクトブロック91を締結
して斜め後方へ指向するガス通路92を形成し、ダクトブ
ロック91の中心軸（推力軸Ｔ−Ｔ）と同心にしてノズル
ユニット93を固定する。

ノズルユニット93は外周を球面に形成したノズルピー
ス94と、ダクトブロック91の後端部に嵌着されてノズル
ピース94を抱着しているボールスタッド95とからなり、
このボールスタッド95とこれを抱持するボールソケット
96とによってボールジョイント97を構成している。

ノズルエキステンション98をボールソケット96から延
出し、これを推力軸Ｔ−Ｔと同心に配して尾筒1a外に開
口させ、更にボールソケット96から機軸Ｘ−Ｘへ直角に
向う支軸99を延出してこの支軸をベアリング100を介し
て尾筒1aに支持し、支軸99の内端部を前記ノズル駆動機
構80に連係させて該軸を正，逆に回転駆動する。更にま
たボールソケット96からは支軸99と共軸（操舵中心軸Ｙ
−Ｙ）の操舵軸87を延出してその外端に取付金具88を介
し操舵翼89を取付けてある。

この実施例のノズルエキステンション98はボールジョ
イント97を節として偏向するので、その偏向範域が前記
間隙Ｓ（第１図、第４図）などによって制限されること
がなく、したがって操舵方向とともに推力軸Ｔ−Ｔを大
きく偏向させてより急激な方向制御をおこなうことが可
能となる。

〔実施例５〕 第６図および第７図を用いて本発明の第５の実施例を
説明する。

第６図に示すように、当該ロケットR₁の前記燃焼室後
端部3aの４等分位置に機軸Ｘ−Ｘ方向へ向うエンボス10
5を形成する。ロケットノズル110はこれらのエンボス10
5にシールリング106を介して気密に嵌着した後端開放の
ボールソケット112と、このボールソケットを用いて構
成したボールジョイント111によって首振り自由に保持
したノズルユニット120とをそなえる。ボールジョイン
ト111はノズルユニット120の前端部に形成したボールス
タッド部113のほぼ前半部をボールソケット112で抱持さ
せることにより主に推力に対抗させ、またノズルユニッ
ト120から延出したセル114をボールソケット112におけ
る外周球面部のほぼ全域へ軽くかしめ込むことにより該
球面部を抱持させて該ユニット120の抜け止めを施こし
てある。符号115は上記のかしめをおこなうための肉抜
部、116,117は上記の各抱持部に介装したシールリン
グ、118および119はそれぞれボールソケット112および
ボールスタッド部113の内面に貼着した耐熱インシュレ
ータである。

ノズルユニット120の推力軸Ｔ−Ｔを機軸Ｘ−Ｘを含
む面内において斜め後方へ指向させ、この状態でセル11
4の両側から機軸Ｘ−Ｘと直角の支軸121,122を同軸的に
突設してこれらの支軸をベアリング123,124を介して後
端壁3aに支持させる。また外方の支軸122からは更に操
舵軸125を延出してこの操舵軸に操舵翼126を取付ける。

第７図に示すように、ノズル駆動機構130はサーボモ
ータ131と、ボールスクリュー手段132と、上記セル114
に固定されて支軸121,122の軸線（操舵中心軸Ｙ−Ｙ）
に対し直角に延びるアーム133とを有し、前述したよう
にサーボモータ131が操舵信号に応答して正，逆に回転
するとボールスクリュー手段132が進退してアーム133を
正，逆に回転駆動する。これによってノズルユニット12
0と操舵翼126との一体１組の系がボールジョイント111
を節として操舵中心軸Ｙ−Ｙのまわりに偏向する。

この実施例では前述したようなノズルエキステンショ
ンを用いずにノズルユニット120を直接偏向させるよう
にしたので、この偏向角と推力軸Ｔ−Ｔの偏向角とが一
致することで、前記制御部５における演算を容易ならし
める。

〔発明の効果〕

以上説明したように本発明によれば、操舵翼とロケッ
トノズルとを同時に駆動して両者を同時に偏向させるこ
とにより方向制御するため、発射時の低速飛翔領域にお
いては空力効果が低く操舵翼の制御性が低い場合でもロ
ケットノズルからの推力ベクトルが機軸に対して偏向し
ていることにより方向制御することができ、当該ロケッ
トに大きな方向転換を付与することができる。また、サ
ーボ系（サーボアンプ、アクチュエータetc.）が共通と
なり、部品数が少なくなり、実装上有利となるとともに
安価にできる。さらに、当該ロケットノズルを分離可能
に形成することにより、方向転換後の高速飛翔領域にお
いては空力効果の大きく、操舵翼のみで必要な方向制御
ができるから、推力損失によるロケット性能の低下を伴
うロケットノズル部を切り離してロケット性能を維持す
ることができ、目標地に最短時間で到達する飛翔体の設
計が可能となる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１の実施例を示したロケット要部の
断面図、第２図は第１の実施例について別の態様を示し
た要部斜視図、第３図，第４図および第５図はそれぞれ
本発明の第2,第３および第４の実施例を示したロケット
要部の断面図、第６図は本発明の第５の実施例を示した
ロケット要部の断面図、第７図は第６図を紙面の斜め下
方からみた斜視図、第８図は本発明を実施するロケット
の基本形を例示した要部断面側面図、第９図は別の基本
形を例示した要部断面側面図、第10図は従来の装置を例
示したロケット要部の断面図である。 １……ロケット機体 11……操舵翼 15……操舵機構 30……ロケットノズル 33……ノズルユニット 34……ノズルエキステンション 40……ノズル駆動機構 41……サーボモータ 50……ロケットノズル 61……ノズルユニット 62……操舵翼 70……ロケットノズル 71……ノズルユニット 72……ノズルエキステンション 76……操舵翼 80……ノズル駆動機構 81……サーボモータ 89……操舵翼 90……ロケットノズル 93……ノズルユニット 97……ボールジョイント 110……ロケットノズル 111……ボールジョイント 120……ノズルユニット 126……操舵翼 130……ノズル駆動機構 131……サーボモータ Ｘ−Ｘ……機軸 Ｙ−Ｙ……操舵中心軸 Ｔ−Ｔ……推力軸

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 二宮 一芳 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日 産自動車株式会社内 (72)発明者 下口 信男 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日 産自動車株式会社内 (72)発明者 寺島 光彦 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日 産自動車株式会社内 (72)発明者 大塚 浩仁 神奈川県横浜市神奈川区宝町２番地 日 産自動車株式会社内 (56)参考文献 特開 昭57−79234（ＪＰ，Ａ) 実公 昭46−18994（ＪＰ，Ｙ２)

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】操舵翼によってロケットの飛翔方向を制御
   する装置において、 前記操舵翼の各々にそれぞれ１つが対応して連動する前
   記操舵翼と同様のロケットノズルを配設し、該ロケット
   ノズルを偏向可能に設けるとともに、前記操舵翼の操舵
   信号に応答して当該ロケットノズルを操舵方向へ偏向さ
   せるように駆動するノズル駆動機構を設けたことを特徴
   とするロケットの飛翔方向制御装置。