JP2848410B2 - 飛翔体の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 【発明の目的】

（産業上の利用分野） この発明は、飛翔体の姿勢制御を行うのに利用され、
とくに操舵翼による空力制御機構と可動ノズルなどの推
力方向制御機構の両方を備えた飛翔体の姿勢制御装置に
関するものである。 （従来の技術） 従来、飛翔体の姿勢制御を行うための機構としては、
空力制御を用いたものや推力方向制御を用いたものなど
があり、前者の空力制御を用いたものでは空気の存在す
る空間でしか動作しないのに対して、後者の推力方向制
御を用いたものでは推力方向を直接制御するため空気の
存在とは無関係に動作するものとなっており、後者の推
力方向制御を用いたものには、可動ノズル方式、じゃま
板などによるディフレクタ方式，二次噴射方式などのも
のがある（例えば、特開昭56−23542号公報，特開昭61
−155653号公報）。 また、主推進手段と制御フィンとを備えた飛翔体本体
に対して補助推進手段を着脱可能にした飛翔体構造をも
つものもある（例えば、特開昭62−125300号公報）。 さらには、飛翔体の姿勢制御を行うために、操舵翼に
よる空力制御と可能ノズルなどによる推力方向制御の両
方をそなえた飛翔体構造をもつものがあり、第10図ない
し第13図にその一例を示す。 第10図および第11図に示す飛翔体51は、誘導部や弾頭
部などからなるペイロード部51aと、飛翔体51の推進源
となるロケットモータ部51bと、制御機構部51cとに大別
される。 そして、制御機構部51cは、飛翔体51の飛翔経路を変
えるためにそなえたものであり、操舵翼52による空力制
御機構と可動ノズル53による推力方向制御機構とを備え
たものとなっている。 第12図は前記空力制御機構および推力方向制御機構の
駆動系の一構造例を示すものであって、操舵翼52は、そ
の翼根に設けた回動軸55を飛翔体本体側に固定される操
舵翼軸受56,56に嵌挿することによって、飛翔体本体に
対して回動可能となっており、前記回動軸55には操舵翼
駆動リンク57の一端側が固定してある。 他方、前記可動ノズル53は、第13図に示すように、前
記ロケットモータノズル54に対して、部分的にシール材
58を介して球面対偶により連結されており、可動ノズル
53に嵌着した状態の可動ノズル駆動リンク63に前記操舵
翼52の回動軸55と平行に設けた回動軸61を飛翔体本体側
に固定されるノズル軸受62,62に嵌挿することによっ
て、飛翔体本体に対して回動可能となっている。 そして、前記操舵翼駆動リンク57の他端側と可動ノズ
ル駆動リンク63とは連結リンク64を介して各々枢支軸6
5,66において枢着連結してある。 さらに、前記操舵翼駆動リンク57の他端側には枢支軸
67を介して動力伝達ブロック68が枢着連結してあり、こ
の動力伝達ブロック68はアクチュエータ71のロッド71a
に連結してある。 したがって、このような構造において、アクチュエー
タ71が作動すると、ロッド71aの前進が、動力伝達ブロ
ック68,操舵翼駆動リンク57,操舵翼52の回動軸55を介し
て操舵翼52の回動に変換される。これと同時に、連結リ
ンク64,可動ノズル駆動リンク63,可動ノズル53の回動軸
61を介して可動ノズル53の回動に変換される。 これによって、操舵翼52による空力制御と、可動ノズ
ル53による推力方向制御が同時になされる。 第14図は空力制御機構および推力方向制御機構の駆動
系の他の構造例を示すものであって、操舵翼52の回動軸
55は、可動ノズル53に嵌着した操舵翼兼可動ノズル駆動
リンク74の中央部分に固定してあり、この回動軸55を飛
翔体本体側に固定される操舵翼兼可動ノズル軸受73に嵌
挿することによって、操舵翼52および可動ノズル53は飛
翔体本体に対して回動可能となっている。 そして、操舵翼兼可動ノズル駆動リンク74には、枢支
軸75を介して動力伝達ブロック68が枢着連結してあり、
この動力伝達ブロック68はアクチュエータ71のロッド71
aに連結してある。 したがって、このような構造において、アクチュエー
タ71が作動すると、ロッド71aの前進が動力伝達ブロッ
ク68,操舵翼兼可動ノズル駆動リンク74,操舵翼52の回動
軸55を介して操舵翼52および可動ノズル53の一体的な回
動に変換される。 これによっても、操舵翼52による空力制御と可動ノズ
ル53による推力方向制御が同時になされる。 第15図は空力制御機構および推力方向制御機構の駆動
系のさらに他の構造例を示すものであって、第12図に示
した構造において連結リンク64を採用する代わりに、可
動ノズル駆動リンク63に枢支軸77を介して別の動力伝達
ブロック78を枢着連結し、この動力伝達ブロック78をア
クチュエータ79のロッド79aに連結した構造としたもの
である。 したがって、このような構造においては、一方のアク
チュエータ71の作動によって操舵翼52が回動し、他方の
アクチュエータ79の作動によって可動ノズル53が回動す
るものとなり、操舵翼52による空力制御と可動ノズル53
による推力方向制御が各々独立して行われるものとなっ
ている。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、このような従来の飛翔体の姿勢制御装
置のうち、第12図および第14図に示したように操舵翼52
と可動ノズル53とが共通のアクチュエータ71によって駆
動されるようにした姿勢制御装置にあっては、一方の姿
勢制御機構、例えば可動ノズル53による推力方向制御機
構が不要になったあとでもこれを切り離すことができ
ず、他方の姿勢制御機構、すなわち操舵翼52による空力
制御機構によって空力制御を行っている間においても常
に可動ノズル53も動いていることとなり、このような可
動ノズルの動きに消費される動力損失を伴わざるを得な
いという課題があった。 また、第15図に示したように、操舵翼52と可動ノズル
53とが各々別個のアクチュエータ71,79によって駆動さ
れるようにした姿勢制御装置の場合には、空力制御機構
と推力方向制御機構のうちの一方が不要となったときに
これを切り離す構造とすることは可動であるが、初期に
おいては二系統の駆動機構を備えているため姿勢制御装
置が大型化・大重量化するという課題があった。 （発明の目的） この発明は、このような従来の課題にかんがみてなさ
れたもので、操舵翼による空力制御機構と可動ノズルな
どによる推力方向制御機構を備えた飛翔体において、１
つの駆動系によって空力制御機構と推力方向制御機構を
駆動することが可能であるため、姿勢制御装置が大型化
・大重量化せず比較的簡単かつ軽量なものにできると共
に、空力制御機構と推力方向制御機構のうちいずれか一
方が不要となったときにはそれを容易に分離することが
可能であって駆動力損失を極力小さなものとすることが
できる飛翔体の姿勢制御装置を提供することを目的とし
ている。

【発明の構成】

（課題を解決するための手段） この発明は、操舵翼による空力制御機構と可動ノズル
などによる推力方向制御機構を備えた飛翔体において、
前記空力制御機構と推力方向制御機構とを駆動系を介し
て同時に作動させる駆動源をそなえると共に、前記空力
制御機構および推力方向制御機構のうちいずれか一方の
制御機構を作動させる駆動系を前記いずれか他方の制御
機構を作動させる駆動系から分離する分離機構をそなえ
た構成としたことを特徴としており、このような飛翔体
の姿勢制御装置の構成を前述した従来の課題を解決する
ための手段としたものである。 （発明の作用） この発明に係わる飛翔体の姿勢制御装置は上述した構
成を有するものであるから、空力制御機構および推力方
向制御機構のうちいずれか一方の制御機構が不要となっ
たときには、前記いずれか一方の制御機構を作動させる
駆動系を前記いずれか他方の制御機構を作動させる駆動
系から分離する分離機構を作動させることによって、前
記いずれか一方の制御機構が分離され、前記いずれか他
方の制御機構のみが作動するものとなり、不要となった
いずれか一方の制御機構が作動することによる動力損失
が回避されるようになる。 （実施例） 第１図ないし第９図はこの発明に係わる飛翔体の姿勢
制御装置の実施例を示すものであり、例えば、第10図に
示したようなペイロード部51aとロケットモータ部51b
と、制御機構部51cとをそなえた飛翔体51の制御機構部5
1cに設けられる姿勢制御装置を示している。 第１図ないし第９図に示す飛翔体の姿勢制御装置１
は、操舵翼２による空力制御機構３と、可動ノズル４に
よる推力方向制御機構５とをそなえたものである。 これらのうち、空力制御機構３を構成する操舵翼２
は、その翼根に設けた回動軸７を後述のロケットモータ
ケース31側に固定される操舵翼軸受８に嵌挿することに
よって、飛翔体本体に対して回動可能となっており、回
動軸７には、操舵翼駆動リンク９の中央部分が固定して
ある。 他方、前記可動ノズル４には、可動ノズル駆動リンク
13が嵌着してあり、この可動ノズル駆動リンク13に前記
操舵翼２の回動軸７と平行に設けた回動軸11を後述のロ
ケットリヤエンドケース32側に固定される可動ノズル軸
受12,12に嵌挿することによって、飛翔体本体に対して
回動可能となっている。 そして、第２図および第３図にも示すように、前記操
舵翼駆動リンク９の両端側の側面にはリンク受溝9a,9b
が設けてあると共に、前記可動ノズル駆動リンク13の両
端側には可動ノズル用伝動リンク15（15a,15b）の一端
側が各々枢支軸16a,16bを介して枢着してあり、前記可
動ノズル用伝動リンク15（15a,15b）の他端側は前記操
舵翼駆動リンク９のリンク受溝9a,9b内に臨ませてあ
る。この場合、前記可動ノズル用伝動リンク15（15a,15
b）の他端側とリンク受溝9a,9bとは円弧面で摺接するも
のとしてある。 さらに、前記操舵翼駆動リンク９の一端側には枢支軸
21を介して動力伝達ブロック22が枢着連結してあり、こ
の動力伝達ブロック22はアクチュエータ23のロッド23a
に連結してある。 このような構成の姿勢制御装置１は、第４図ないし第
６図に示すように、飛翔体51の制御機構部51cに設けら
れており、操舵翼２の回動軸７を嵌挿する操舵翼軸受8,
8を固定したロケットモータケース31と可動ノズル４を
納めたロケットリヤエンドケース32とは各々のインナー
フランジ31a,32aが面接触する分離面33において分離可
能なものとなっていて、可動ノズル４の回動軸11はロケ
ットリヤエンドケース32のインナフランジ32aの折曲部
分に第１図に示した可動ノズル軸受12,12を介して保持
させてある。 そして、前記両インナフランジ31a,32aが面接触して
形成された分離面33には、可動ノズル４よりなる推力方
向制御機構５が不要となったときに、この推力方向制御
機構５を第５図に示すようにして空力制御機構３から分
離させる分離機構35を備えている。 この分離機構35は、第７図に示すように、ロケットリ
ヤエンドケース32のインナフランジ32aにねじ込み固定
した中空ボルト36と、この中空ボルト36の頭部にねじ込
み固定したイグナイタ38と、中空ボルト36の中空部分に
摺動自在に設けたピストン39と、割れ止めカバー41を被
せた３分割可能な割りナット40とを備え、ロケットモー
タケース31のインナフランジ31aに形成したボルト挿通
孔31bから中空ボルト36のおねじ部36aを突出させ、この
おねじ部36aに前記割りナット40をねじ込むことによっ
て、ロケットモータケース31とロケットリヤエンドケー
ス32とを結合するようにしており、この際、ロケットモ
ータケース31と割りナット40との間に中空ボルト36のお
ねじ部36aに嵌装した状態の皿ばね42を介在させること
により、割りナット40に対して分割力を常時付与するよ
うにしている。 また、この分離機構35は、中空ボルト36の円周方向両
側（第７図上下側）に分離スプリング43,44を備えてい
る。これらの分離スプリング43,44は、ロケットモター
ケース31のインナフランジ31aおよびロケットリヤエン
ドケース32のインナフランジ32aに相対向して設けたス
プリング収納凹部31c,31dおよび32c,32dを各々対向させ
ることによって形成される空間内において、圧縮した状
態で収納してある。 そして、この分離機構35は、イグナイタ38に電源を供
給してこのイグナイタ38に隣接する火薬37を爆発させ、
圧縮ガスによってピストン39を第８図に示すように左方
向に移動させて割れ止めカバー41を割りナット40から離
間させ、皿ばね42の反発力によって割りナット40を分割
することにより中空ボルト36に対する拘束を解除して、
ロケットモータケース31からロケットリヤエンドケース
32を分離するようにしてあり、このとき、分離スプリン
グ43,44の反発力によって、ロケットリヤエンドケース3
2は、ロケットモータケース31から瞬間的に離間するよ
うになっている。 そしてこの場合、割りナット40側および中空ボルト36
側には、他の部分との干渉を避けるためのケース45,46
が各々設けてある。 このような飛翔体の姿勢制御装置１を備えた飛翔体51
において、第９図（ａ）に示す直進方向の状態から、第
９図（ｂ）に示すように、アクチュエータ23のロッド23
aが押し出される方向（第９図（ａ）矢印Ａ方向）に作
動すると、操舵翼２の駆動系を構成する動力伝達ブロッ
ク22,操舵翼駆動リンク9,操舵翼２の回動軸７を介して
操舵翼２が第９図（ｂ）に示す如く反時計方向に回動
し、これと同時に可動ノズル４の駆動系を構成する可動
ノズル用伝動リンク15のうちの一方の可動ノズル用伝動
リンク15a,可動ノズル駆動リンク13,可動ノズル４の回
動軸11を介して可動ノズル４が第９図（ｂ）に示す如く
反時計方向に回動し、この結果、飛翔体51には第９図の
紙面において頭上げのモーメントが発生し、上方向に旋
回する姿勢をとる。 また、図示はしないが反対にアクチュエータ23のロッ
ド23aが引き込む方向（第９図（ａ）の矢印Ｂ方向）に
作動すると、操舵翼２の駆動系を構成する動力伝達ブロ
ック22,操舵翼駆動リンク9,回動軸７を介して操舵翼２
が第９図（ｂ）とは反対に時計方向に回動し、これと同
時に可動ノズル４の駆動系を構成する可動ノズル用伝動
リンク15のうちの他方の可動ノズル用伝動リンク15b,可
動ノズル駆動リンク13,回動軸11を介して可動ノズル４
が第９図（ｂ）とは反対に時計方向に回動し、この結
果、飛翔体51には第９図の紙面において頭下げのモーメ
ントが発生し、下方向に旋回する姿勢をとる。 次に、可動ノズル４による推力方向制御が不要となっ
たときには、第７図に示した分離機構35においてイグナ
イタ38に電源を供給して火薬37を爆発させる。 この火薬37の爆発による圧縮ガスによってピストン39
が第７図左方向に強制移動させられると、割れ止めカバ
ー41がピストン39によって飛ばされ、皿ばね42が復帰し
て割りナット40が分割されて中空ボルト36に対する拘束
が解かれるので、分離面33でロケットモータケース31の
インナフランジ31aとロケットリヤエンドケース32のイ
ンナフランジ32aとが分離し、これと同時に、分離スプ
リング43,44の反発力によってロケットリヤエンドケー
ス32は、ロケットモータケース31から瞬時のうちに離間
する。 このとき、可動ノズル用伝動リンク15（15a,15b）の
他端側と操舵翼駆動リンク９のリンク受溝9a,9bとは円
弧面で摺接しているだけなので、第９図（ｃ）に示すよ
うに、可動ノズル４を含む推力方向制御機構も支障なく
分離される。 この結果、飛翔体51は、操舵翼２による空力制御のみ
によって姿勢制御されることとなり、この際、推力方向
制御機構はそなえていないため、従来のように不要とな
ったあとの推力方向制御機構を作動させる動力損失は生
じないものとなる。 なお、この発明に係る飛翔体の姿勢制御装置の詳細な
構成は、上述した実施例の構成に限定されるものではな
い。

【発明の効果】

以上説明してきたように、この発明に係わる飛翔体の
姿勢制御装置によれば、操舵翼による空力制御機構と推
力方向制御機構を備えた飛翔体において、前記空力制御
機構と推力方向制御機構とを駆動系を介して同時に作動
させる駆動源をそなえると共に前記空力制御機構および
推力方向制御機構のうちいずれか一方の制御機構を作動
させる駆動系を前記いずれか他方の制御機構を作動させ
る駆動系から分離する分離機構をそなえた構成としたか
ら、１つの駆動系によって空力制御機構と推力方向制御
機構を駆動することが可能になるので、二つの駆動系を
そなえた姿勢制御装置の場合のように大型化・大重量化
することがなく、簡単かつ軽量なものとすることができ
ると共に、空力制御機構と推力方向制御機構のうちいず
れか一方が不要になったときにはそれを容易に分離する
ことが可能であるため、駆動力の損失を極力抑えること
ができるという極めて優れた効果がもたらされる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明に係わる飛翔体の姿勢制御装置の一実
施例を示す全体斜視説明図、第２図は第１図に示した飛
翔体の姿勢制御装置の空力制御機構と推力方向制御機構
とを可動ノズル用伝動リンクによって連結した状態を詳
細に示す部分斜視説明図、第３図（ａ）および第３図
（ｂ）は各々第２図右側の可動ノズル用伝動リンク部分
での垂直方向断面説明図および水平方向断面説明図、第
４図は第１図の飛翔体の姿勢制御装置を飛翔体に装備し
た状態を示す側面方向からの断面説明図、第５図は第４
図の飛翔体から推力方向制御機構を分離した状態を示す
側面方向からの断面説明図、第６図は第４図Ｉ−Ｉ線位
置での断面説明図、第７図は第４図の飛翔体から推力方
向制御機構を分離する分離機構を示す第４図平面方向か
らの断面説明図、第８図は第７図の分離機構を作動させ
た状態を示す断面説明図、第９図（ａ）および第９図
（ｂ）は空力制御機構と推力方向制御機構とをアクチュ
エータによって一体的に駆動する状態を示し、第９図
（ａ）はアクチュエータを作動しない状態を示す概略説
明図、第９図（ｂ）はアクチュエータを押し出し側に作
動した状態を示す概略説明図、第９図（ｃ）は推力方向
制御機構が空力制御機構から分離した状態を示す概略説
明図、第10図および第11図は各々従来の飛翔体の姿勢制
御装置を飛翔体に装備した状態を示す破砕側面説明図お
よび底面説明図、第12図は第10図の飛翔体の姿勢制御装
置の全体斜視説明図、第13図はロケットモータノズルと
可動ノズルとの連結状態を示す断面説明図、第14図は飛
翔体の姿勢制御装置の他の従来例を示す全体斜視説明
図、第15図は飛翔体の姿勢制御装置のさらに他の従来例
を示す全体斜視図である。 １……飛翔体の姿勢制御装置、 ２……操舵翼、 ３……空力制御機構、 ５……推力方向制御機構、 23……アクチュエータ（駆動源）、 35……分離機構、 51……飛翔体。

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】操舵翼による空力制御機構と推力方向制御
   機構を備えた飛翔体において、前記空力制御機構と推力
   方向制御機構とを駆動系を介して同時に作動させる駆動
   源をそなえると共に、前記空力制御機構および推力方向
   制御機構のうちいずれか一方の制御機構を作動させる駆
   動系を前記いずれか他方の制御機構を作動させる駆動系
   から分離する分離機構をそなえたことを特徴とする飛翔
   体の姿勢制御装置。