JP3891622B2

JP3891622B2 - 飛翔体

Info

Publication number: JP3891622B2
Application number: JP34198096A
Authority: JP
Inventors: 石剛史白
Original assignee: 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース
Priority date: 1996-12-20
Filing date: 1996-12-20
Publication date: 2007-03-14
Anticipated expiration: 2016-12-20
Also published as: JPH10184455A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、固体推進薬の燃焼ガスを推進力として飛翔する飛翔体に関し、とくに、姿勢制御機能を備えた飛翔体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
この種の飛翔体において、その姿勢制御を行う手段としては、ロケットノズルからの燃焼ガスの噴流を偏向させる推力方向制御装置や、大気中において使用される操舵翼があり、このほか、旋回機能等の向上を図るために推力方向制御装置と操舵翼を組合わせた複合方式のものがある。
【０００３】
複合方式の姿勢制御手段を備えた飛翔体には、例えば推力方向制御装置としてロケットノズル内に配置されるジェットベーンを用い、ジェットベーンと操舵翼が連動するようにしたものがあった。このような飛翔体としては、例えば実開平３−１２１３９２号公報に記載されたものがある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記したような従来の飛翔体にあっては、ロケットノズル内においてジェットベーンが常に高温の燃焼ガスにさらされることから、ジェットベーンに対する熱負荷が大きく、とくに燃焼ガスの流れに対するジェットベーンの先端部にきわめて厳しい耐熱性が要求されると共に、ジェットベーンが常に燃焼ガスの流れを部分的に妨げることから、その分推力損失が生じて推進効率を低下させるという問題があり、このような問題を解決することが課題であった。
【０００５】
【発明の目的】
本発明は、上記従来の課題に着目して成されたもので、推力偏向板を備えた飛翔体であって、推力偏向板に対する熱負荷の低減、および推進効率の向上を実現することができる飛翔体を提供することを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明に係わる飛翔体は、請求項１として、モータケースの尾部に、複数のロケットノズルと、各ロケットノズルの半径方向外側に回動可能に取付けられ且つ各ロケットノズルから噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる推力偏向板を備えた構成とし、請求項２として、モータケースの尾部に、４個のロケットノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケットノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に放射状に配置した構成とし、請求項３として、モータケースに、４枚の推力偏向板に各々対応する位置に操舵翼を備えると共に、各々の推力偏向板と操舵翼とを連動可能に連結した構成とし、請求項４として、モータケースの尾部に機軸上に突出する中心体を設け、中心体にモータケースの半径方向を軸方向とする支持体の一端部を回転自在に設けると共に、支持体に推力偏向板と操舵翼を設け、支持体の操舵翼側となる他端部に回転を伝達する駆動機構を備えた構成とし、請求項５として、支持体が、推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチを備えている構成としており、上記の構成を課題を解決するための手段としている。
【０００７】
【発明の作用】
本発明の請求項１に係わる飛翔体では、モータケースの尾部に、複数のロケットノズルを備え、各ロケットノズルの半径方向外側に、ロケットノズルから噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる推力偏向板を回動可能に取付けているので、飛翔体の姿勢制御を行うときにのみ、燃焼ガスの噴流内に推力偏向板を回動させることとなり、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板が燃焼ガスに直接さらされることがなく、とくに推力偏向板の先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無にかかわらず燃焼ガスにさらされることがないので、その分推力偏向板に対する熱負荷が低減され、また、姿勢制御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガスの流れを妨げることもないので、推力偏向板により推力損失が生じるような事態も防止される。
【０００８】
本発明の請求項２に係わる飛翔体では、４個のロケットノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケットノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に放射状に配置しているので、機軸を間にした２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させることにより、ピッチ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御が行われ、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させることにより、ロール軸回りの姿勢制御が行われる。
【０００９】
本発明の請求項３に係わる飛翔体では、４枚の推力偏向板とこれらに連動する４枚の操舵翼により姿勢制御が行われ、推力偏向板と操舵翼の併用により旋回性能等が向上する。
【００１０】
本発明の請求項４に係わる飛翔体では、中心体に回転自在に設けた支持体を駆動機構で回転させることにより、支持体に設けた操舵翼と推力偏向板が同時に回動することとなり、簡単な構造で操舵翼と推力偏向板を確実に連動させる。
【００１１】
本発明の請求項５に係わる飛翔体では、支持体における推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチを備えているので、例えばロケットモータの作動終了後にクラッチを切ることにより、駆動機構によって操舵翼だけを駆動するようにし、これにより駆動機構に対する負荷を低減する。
【００１２】
【発明の効果】
本発明の請求項１に係わる飛翔体によれば、推力偏向板がロケットモータの半径方向外側に配置されることから、燃焼ガスの噴流を偏向する推力偏向板により姿勢制御機能を得ることができるうえに、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板を燃焼ガスの流れの外側に逃がしておくことができ、とくに推力偏向板の先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無にかかわらず燃焼ガスの流れの外側に位置することとなるので、その分推力偏向板に対する熱負荷を低減することができ、しかも、姿勢制御を行わないときには推力偏向板が燃焼ガスの流れを妨げることもないので、推力偏向板による推力損失を少なくして推進効率を向上させることができる。
【００１３】
本発明の請求項２に係わる飛翔体によれば、請求項１と同様の効果を得ることができるうえに、放射状に配置した４枚の推力偏向板において、機軸を間にした２枚一組の推力偏向板を同方向に回動させてピッチ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行うことができると共に、各推力偏向板を機軸回りの同方向に回動させてロール軸回りの姿勢制御を行うことができ、簡単な構造で３軸回りの姿勢制御を行うことができる。
【００１４】
本発明の請求項３に係わる飛翔体によれば、請求項２と同様の効果を得ることができるうえに、推力偏向板と操舵翼の併用により、姿勢制御機能や急速な旋回等の運動機能を著しく向上させることができる。
【００１５】
本発明の請求項４に係わる飛翔体によれば、請求項３と同様の効果を得ることができるうえに、中心体、支持体および駆動機構の採用により、簡単な構造で操舵翼と推力偏向板を確実に連動させることができ、構造の簡略化に伴って、駆動源の省力化、低コスト化、軽量化および組立て性の向上などを実現することができる。
【００１６】
本発明の請求項５に係わる飛翔体によれば、請求項４と同様の効果を得ることができるうえに、支持体に、推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間の回転伝達を断続させるクラッチを採用したことにより、クラッチを繋いだ状態では操舵翼および推力偏向板を同時に駆動し、クラッチを切った状態では操舵翼だけを駆動することができ、例えばロケットモータの作動終了後にクラッチを切ることによって駆動機構に対する負荷を低減することができる。
【００１７】
【実施例】
図１（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１〜５に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。
【００１８】
飛翔体１は、モータケース２の尾部に、複数（この実施例では４個）のロケットノズル３と、各ロケットノズル３の近傍に回動可能に取付けられ且つロケットノズル３から噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる４枚の推力偏向板４と、各々の推力偏向板４に対応する４枚の操舵翼５を備えている。
【００１９】
モータケース２は、固体推進薬６を装填した燃焼室７を形成すると共に、尾部には機軸上に突出した円筒状の中心体８を備えており、この中心体８の回りに４個のロケットノズル３を９０度間隔で備えている。各ロケットノズル３と燃焼室７は、中心体８と平行に設けた各々の流路９により連通している。
【００２０】
各推力偏向板４は、固体推進薬６の燃焼ガス温度および噴流による荷重に耐え得る耐熱材料で形成してあると共に、機軸を中心に９０度間隔で放射状に設けてあって、このとき、各ロケットノズル３が間となるように、各ロケットノズル３に対して機軸回りに４５度の位相差をもたせた配置にしてある。また、各操舵翼５は、飛翔時における空力加熱および空力荷重に耐え得る軽量な材料で形成してあって、外観的に各推力偏向板４と一体化を成す状態に設けてある。
【００２１】
推力偏向板４および操舵翼５は、支持体１０とこの支持体１０を回転駆動する駆動機構１１により同時に駆動される。支持体１０は、モータケース２の半径方向を軸方向とした状態で配置してあると共に、中心体８に軸受部１２を介して一端部が回転自在に設けてある。推力偏向板４および操舵翼５は、この支持体１０に取付けてある。
【００２２】
駆動機構１１は、モータケース２の収納部１３において、出力軸を正逆回転させるサーボアクチュエータ１４と、その出力軸に設けた第１ギア１５と、第１ギア１５に係合する第２ギア１６を備えると共に、支持体１０側において、同支持体１０の他端部に設けたアーム１７と、その先端に設け且つ第２ギア１６に係合するセクターギア１８を備えている。これにより、駆動機構１１は、サーボアクチュエータ１４の正逆回転を第１ギア１５、第２ギア１６、セクターギア１８およびアーム１７に伝達し、支持体１０とともに推力偏向板４および操舵翼５を回動させることとなる。
【００２３】
上記の駆動機構１１は、各推力偏向板４および操舵翼５毎に設けてあって、図示しない制御装置に接続してあり、制御装置からの姿勢制御信号によりサーボアクチュエータ１４を適宜の回転方向に作動させるようにしてある。
【００２４】
また、当該飛翔体１は、モータケース２の尾部に、ケース端部を小径にする状態で尾部方向に向いた段部１９が形成してあり、この段部１９に駆動機構１１を構成する回転伝達部材の一部を配置している。すなわち、この実施例では、回転伝達部材が、モータケース２側の第２ギア１６と支持体１０側のセクターギア１８であって、第２ギア１６をその一部が段部１９から突出する状態に配置し、この第２ギア１６にセクターギア１８を係合させている。
【００２５】
上記構成を備えた飛翔体１は、固体推進薬６に点火をすると、その燃焼ガスを各ロケットノズル３から噴出させて飛翔する。このとき、飛翔体１では、各ロケットノズル３の外側（図１（ｂ）に示す如く半径方向外側）近傍に、推力偏向板４を取付けているので、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板４が燃焼ガスに直接さらされることがなく、とくに推力偏向板４の先端部（回動中心側の端部）は姿勢制御の動作の有無にかかわらず燃焼ガスにさらされることがない。したがって、その分推力偏向板４に対する熱負荷が低減されている。
【００２６】
また、飛翔体１は、姿勢制御を行わないときには推力偏向板４が燃焼ガスの流れを妨げることもないので、推力偏向板４により推力損失が生じることがなく、その分推進効率が向上したものとなっており、さらには、モータケース２の段部１９に駆動機構１１を構成する回転伝達部材の一部である第２ギア１６およびセクターギア１８を配置しているので、これらの部材（１６，１８）が空力加熱により損傷を受けるようなことも全くない。
【００２７】
次に、当該飛翔体１では、図１（ｂ）中に仮想線で示すように、駆動機構１１で推力偏向板４および操舵翼５を同時に回動させることにより、推力偏向板４による燃焼ガスの偏向作用と操舵翼５による空力作用とで姿勢制御を行う。この場合、飛翔体１は、機軸を間にした２枚一組の推力偏向板（４ａと４ｂまたは４ｃと４ｄ）および２枚一組の操舵翼（５ａと５ｂまたは５ｃと５ｄ）を同方向に回動させることにより、ピッチ軸回りおよびヨー軸回りの姿勢制御を行い、各推力偏向板４および操舵翼５を機軸回りの同方向に回動させることにより、ロール軸回りの姿勢制御を行うこととなる。
【００２８】
このように、飛翔体１では、支持体１０および駆動機構１１の簡単な構造で推力偏向板４と操舵翼５とを確実に連動させて、３軸回りの姿勢制御を自在に行うことができ、しかも、推力偏向板４と操舵翼５の併用により運動性能が向上し、例えば急激な旋回なども行うことが可能である。
【００２９】
なお、飛翔体１では、支持体１０に取付けた推力偏向板４と操舵翼５とを直接連結することも可能であるが、双方を支持体１０のみに連結し、図１（ａ）中に仮想線で示すように、支持体１０において、推力偏向板４の取付け部分と操舵翼５の取付け部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチ２０を設けることができる。この場合、例えばロケットモータの作動終了後にクラッチ２０を切ることにより、操舵翼５だけを駆動するようにし、これにより駆動機構１１に対する負荷が低減されることとなる。
【００３０】
図２（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１〜３に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。なお、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付して詳細な説明を省略する。
【００３１】
この実施例では、中心体８の軸受部１２で支持体１０の一端部を回転自在に保持すると共に、中心体８内に駆動機構２１を設けている。駆動機構２１は、出力軸２２ａを進退動作させるサーボアクチュエータ２２と、支持体１０の一端部に設けたアーム２３を備えると共に、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａとアーム２３の先端部を回動自在に連結した構造になっており、サーボアクチュエータ２２の出力軸２２ａを進退駆動することにより、アーム２３とともに推力偏向板４および操舵翼５を同時に回動させる。
【００３２】
この実施例の飛翔体１においても先の実施例と同様の効果を得ることができ、このほか、駆動機構２１の構造がより簡略化されると共に、すべての駆動機構２１が中心体８に収納されるのでモータケース２側の収納部が不要となり、その分モータケース２の構造の簡略化や軽量化などを実現できる。また、この実施例の場合には、支持体１０に取付ける推力偏向板４と操舵翼５とを直接連結することができ、双方の一体化により構造上の強度を高めることが可能である。
【００３３】
図３（ａ）（ｂ）は、本発明の請求項１および２に係わる飛翔体の一実施例を説明する図である。なお、先の実施例と同一の構成部位は、同一符号を付して詳細な説明を省略する。
【００３４】
この実施例の飛翔体１は、先の各実施例で記載した操舵翼が無く、モータケース２の尾部に、４個のロケットノズル３と４枚の推力偏向板４を備えている。各推力偏向板４は、中心体８内に設けた駆動機構２１によって支持体１０とともに回転駆動される。
【００３５】
この飛翔体１にあっても、先の各実施例と同様に、姿勢制御を行わないときには、推力偏向板４が燃焼ガスに直接さらされることがないので、推力偏向板４に対する熱負荷が低減されると共に、推力偏向板４により推力損失が生じるようなこともなく、また、姿勢制御としては、各推力偏向板４によりピッチ軸、ヨー軸およびロール軸の３軸回りの運動を自在に行うことが可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の請求項１〜５に係わる飛翔体の一実施例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面図（ｂ）である。
【図２】本発明の請求項１〜３に係わる飛翔体の一実施例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面図（ｂ）である。
【図３】本発明の請求項１および２に係わる飛翔体の一実施例を説明する尾部片側の断面図（ａ）および尾部の正面図（ｂ）である。
【符号の説明】
１飛翔体
２モータケース
３ロケットノズル
４推力偏向板
５操舵翼
８中心体
１０支持体
１１駆動機構
１６第２ギア（回転伝達部材）
１８セクターギア（回転伝達部材）
１９段部
２０クラッチ

Claims

モータケースの尾部に、複数のロケットノズルと、各ロケットノズルの半径方向外側に回動可能に取付けられ且つ各ロケットノズルから噴射した燃焼ガスの噴流を偏向させる推力偏向板を備えたことを特徴とする飛翔体。
モータケースの尾部に、４個のロケットノズルを機軸回りに所定間隔で配置すると共に、各ロケットノズルを間にして４枚の推力偏向板を機軸を中心に放射状に配置したことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体。
モータケースに、４枚の推力偏向板に各々対応する位置に操舵翼を備えると共に、各々の推力偏向板と操舵翼とを連動可能に連結したことを特徴とする請求項２に記載の飛翔体。
モータケースの尾部に機軸上に突出する中心体を設け、中心体にモータケースの半径方向を軸方向とする支持体の一端部を回転自在に設けると共に、支持体に推力偏向板と操舵翼を設け、支持体の操舵翼側となる他端部に回転を伝達する駆動機構を備えたことを特徴とする請求項３に記載の飛翔体。
支持体が、推力偏向板の取付け部分と操舵翼の取付け部分との間に、回転伝達を断続させるクラッチを備えていることを特徴とする請求項４に記載の飛翔体。