JP3252360B2 - 飛翔体の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【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、操舵翼による空力制御機構と可動ノ
ズルによる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。

【０００２】

【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５６−２３５４
２号公報、特開昭６１−１５５６５３号公報）。

【０００３】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６２−１２５
３００号公報）。

【０００４】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動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、図４ないし図７にその一例を示す。

【０００５】図４および図５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。

【０００６】そして、制御機構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５
２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。

【０００７】図６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け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。

【０００８】他方、前記可動ノズル５３は、図７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６
２，６２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。

【０００９】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６５，６６において枢着連結してある。

【００１０】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。

【００１１】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。

【００１２】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。

【００１３】図８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５
２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
動ノズル軸受け７３に嵌挿することによって、操舵翼５
２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。

【００１４】そして、操舵翼兼可動ノズル駆動リンク７
４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−タ７１のロッド７１ａに連結してある。

【００１５】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。

【００１６】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。

【００１７】図９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、図
６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。

【００１８】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、他方のアクチェエータ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。

【００１９】

【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、図６および図
８に示したように操舵翼５２の可動ノズル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得ないという問題があっ
た。

【００２０】また、図９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７１，７
９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能
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問題
があった。

【００２１】

【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、推力方向制御機構が不要となったときには
それを構成する可動ノズル部のみを容昜に分離すること
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。

【００２２】

【発明の構成】（課題を解決するための手段） この発明は、操舵翼と、ノズル本体の出口部に略球面対
偶状態で設けた可動ノズルと、操舵翼および可動ノズル
を駆動する駆動源を備えた飛翔体において、駆動源から
付与される駆動力によって可動ノズルとともに揺動する
ジンバルを設け、前記ジンバルの揺動軸に操舵翼を取付
けて操舵翼と可動ノズルとの駆動源を同一とし、前記ジ
ンバルと別体とした可動ノズルのみをジンバルから分離
する分離機構を設け、前記分離機構を介して可動ノズル
をジンバルに連結し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ている。

【００２３】

【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、推力方向制御
機構としての可動ノズルが不要となったときは、分離機
構を動作させると、ジンバルとは別体をなす可動ノズル
のみがジンバルから分離することとなり、それによって
可動ノズルを駆動するための動力が不要となるので、可
動ノズルの駆動に消費される動力損失が伴わないものと
なり、加えて、分離機構を介して可動ノズルをジンバル
に連結しているので、分離機構を設けることで駆動系の
構造が複雑化するようなことが回避され、駆動系の小型
化を実現し得ることとなる。

【００２４】

【実施例】以下、この発明を図面に基づいて説明する。

【００２５】図１ないし図３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図である。

【００２６】図１および図２はこの発明に係わる飛翔体
の姿勢制御装置の構造を示すもので、飛翔体（例えば、
ロケットモータ）１の尾部側に鏡板２を備えており、こ
の鏡板２には飛翔体の姿勢制御装置取付台３が取付けて
ある。

【００２７】この姿勢制御装置取付台３の鏡板２と反対
側には、延長管ノズル（ノズル本体）４のフランジ部４
ａが固定されており、延長管ノズル４と鏡板２との間に
設けたＯリング５によって気密が保たれるようになって
いる。

【００２８】前記延長管ノズル４の出口部には、可動ノ
ズル６が略球面対偶状態で設けてある。この可動ノズル
６は、ジンバル８を介して姿勢制御装置取付台３に取り
付けられており、ジンバル８の揺動軸８Ａ，８Ｂを姿勢
制御装置取付台３の径方向に設けた軸受９ａ，９ｂに支
持させることにより、ジンバル８とともにロケットモー
タ１の径方向に対して直角方向に揺動可能となってい
る。

【００２９】この場合、ロケットモータ１の中心付近に
は、ピストン軸１２ａを径方向に突出させた分離機構を
構成するピストン１２が設けてあり、このピストン１２
はスプリング１３の弾性力によって遠心方向に付勢され
た状態となっている。そして、ピストン軸１２ａの先端
を可動ノズル６に嵌挿した同じく分離機構を構成する止
め輪１１の両端間に嵌め込んで、この止め輪１１の口径
が大きくなるように拡げてジンバル８の溝８ａに係合さ
せることにより、互いに別体をなす可動ノズル６と駆動
系であるジンバル８とを連結するようにしている。

【００３０】そして、ジンバル８は枢軸部８ｃを備えて
おり、この枢軸部８ｃと駆動源２１によって駆動される
動力伝達ブロック２２とを枢支軸２３を介して連結する
ことにより、駆動源２１の作動によって、可動ノズル６
を揺動させることができるようにしてある。

【００３１】また、ジンバル８の機体外面側の揺動軸８
Ａには、図示しない操舵翼を取付けるための操舵翼取付
金具１６がねじ１７によって取付けてあり、これによっ
て、操舵翼と可動ノズル６の駆動源を同一のものとする
ようにしている。

【００３２】さらに、このロケットモータ１は、ジンバ
ル８とともに揺動する可動ノズル６の揺動角を検出する
ポテンショメータ２５を備えている。

【００３３】このロケットモータ１は、空力制御機構と
しての図示しない操舵翼と推力方向制御機構としての可
動ノズル６を円周方向にそれぞれ複数個有しており、こ
れに伴って、前記ピストン１２を内蔵したシリンダ３２
を複数個有している。これらのシリンダ３２の内部は、
姿勢制御取付台３に設けた高圧ガスを封入したガスボン
ベ３０と電磁弁３１を介して連通した状態となってお
り、電磁弁３１を開とすることによって、複数のシリン
ダ３２の各々の内部に高圧ガスを供給するようになって
いる。

【００３４】さらにまた、ジンバル８には、分離スプリ
ング収納部８ｄが設けてあり、この分離スプリング収納
部８ｄに収納した分離スプリング３５は、前記止め輪１
１により固定された可動ノズル６によって圧縮された状
態となっている。

【００３５】そして、前記延長管ノズル４等を囲む外筒
３７は、姿勢制御装置取付台３の下端部と上端部におい
てねじ止めしてある。

【００３６】ここで、ガスボンベ３０の代りに、ガス発
生器を使用することも可能であり、この場合、電磁弁３
１の代りにガス発生器を作動させるための点火装置を設
けることとなる。

【００３７】次に、このような構成を有する飛翔体の姿
勢制御装置１の動作を説明する。

【００３８】飛翔体の飛翔当初においては、駆動源２１
の作動によって動力伝達ブロック２２がその軸方向に移
動して、枢支軸２３を介して軸受９ａ，９ｂに支持され
た状態のジンバル８を揺動させる。

【００３９】これより、ジンバル８に固定された可動ノ
ズル６の向きが変わると同時に、このジンバル８に固定
した図外の操舵翼の舵角が変わることによって、ロケッ
トモータ１の姿勢が制御される。

【００４０】このロケットモータ１の飛翔において、可
動ノズル６による推力方向制御が必要でなくなったとき
に、電気信号により電磁弁３１を開にすると、ガスボン
ベ３０の高圧ガスが、複数のシリンダ３２の各々の内部
に供給され、複数のピストン１２は、スプリング１３の
弾性力に抗して、同時に、機体中心側に移動する。

【００４１】そして、ピストン１２が機体中心側に移動
すると、ピストン軸１２ａの先端が、止め輪１１の両端
間からはずれ、止め輪１１はそれ自体の弾性力によって
縮むことにより口径が小さくなり、ジンバル８の溝８ａ
から止め輪１１は抜け出ることとなる。

【００４２】このとき、止め輪１１による可動ノズル６
の拘束が解除されるので、分離スプリング３５が、その
弾性力によって伸張し、図３に示すように、前記止め輪
１１と共に可動ノズル６および分離スプリング３５がジ
ンバル８から分離する。すなわち、分離機構の作動によ
り、ジンバル８とは別体をなす可動ノズル６のみがこの
ジンバル８から分離する。

【００４３】

【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、上記した構成とし
たから、１つのジンバル、すなわち、１系統の駆動系に
よって空力制御機構としての操舵翼と推力方向制御機構
としての可動ノズルを駆動することが可能になるので、
２系統の駆動系を備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、簡単かつ軽量のものと
することができるとともに、推力方向制御機構としての
可動ノズルが不要になったときには容易に分離すること
が可能であるため、駆動力の損失を抑えることができる
のに加えて、ロケットモータの推力の低下を防止するこ
とができ、さらに、分離機構を介して可動ノズルをジン
バルに連結していることから、分離機構を設けることに
よる駆動構造の複雑化を阻止することができ、その結
果、駆動系のより一層の小型化をも実現することが可能
であるという効果が得られる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明に係わる飛翔体の姿勢制御装置の一実
施例を示す飛翔体の尾部側から見た部分拡大説明図であ
る。

【図２】図１に示した飛翔体の姿勢制御装置の拡大断面
説明である。

【図３】図１に示す飛翔体の姿勢制御装置からの可動ノ
ズルを分離した状態を部分的に断面で示す動作説明図で
ある。

【図４】従来における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である。

【図５】従来における飛翔体の姿勢制御装置を飛翔体に
装備した状態を示す底面説明図である。

【図６】図４の飛翔体の姿勢制御装置の全体斜視説明図
である。

【図７】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である。

【図８】飛翔体の姿勢制御装置の他の従来例を示す全体
斜視説明図である。

【図９】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。

【符号の説明】

１ ロケットモータ（飛翔体） ４ 延長管ノズル（ノズル本体） ６ 可動ノズル ８ ジンバル ８Ａ ジンバルの揺動軸 １１ 止め輪（分離機構） １２ ピストン（分離機構） ２１ 駆動源 ３０ ガスボンベ（分離機構） ３１ 電磁弁（分離機構） ３５ 分離スプリング（分離機構）

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平３−164698（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−241894（ＪＰ，Ａ) 実開 平３−121391（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F42B 10/60 - 10/66

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 操舵翼と、ノズル本体の出口部に略球面
   対偶状態で設けた可動ノズルと、操舵翼および可動ノズ
   ルを駆動する駆動源を備えた飛翔体において、駆動源か
   ら付与される駆動力によって可動ノズルとともに揺動す
   るジンバルを設け、前記ジンバルの揺動軸に操舵翼を取
   付けて操舵翼と可動ノズルとの駆動源を同一とし、前記
   ジンバルと別体とした可動ノズルのみをジンバルから分
   離する分離機構を設け、前記分離機構を介して可動ノズ
   ルをジンバルに連結したことを特徴とする飛翔体の姿勢
   制御装置。