JPH01309898A - 航空宇宙機用推力ベクトル制御装置 - Google Patents
航空宇宙機用推力ベクトル制御装置Info
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- JPH01309898A JPH01309898A JP1017387A JP1738789A JPH01309898A JP H01309898 A JPH01309898 A JP H01309898A JP 1017387 A JP1017387 A JP 1017387A JP 1738789 A JP1738789 A JP 1738789A JP H01309898 A JPH01309898 A JP H01309898A
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- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 18
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
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- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
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- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
この発明は一般的に、高高度や宇宙での用途に設計され
、かつ反動式エンジンで推進される、飛行機、宇宙船及
びその他の乗り物のような航空宇宙機に関し、より詳細
には、こｄらの型式の航空宇宙機を操縦するための推力
ベクトル制御装置に関する。
、かつ反動式エンジンで推進される、飛行機、宇宙船及
びその他の乗り物のような航空宇宙機に関し、より詳細
には、こｄらの型式の航空宇宙機を操縦するための推力
ベクトル制御装置に関する。
（従来の技術）
ロケットエンジンのような反動式エンジンで推進される
航空宇宙機は、一般的に航空宇宙機の長さ方向軸線に関
するロケットエンジンの推力軸線のある種の移動によっ
て操縦される。ロケット推進航空宇宙機のこの型式の制
御は普通、推力ベクトル制御と呼ばれている。在来の推
力ベクトル制御装置は、ロケットエンジンの推力軸線を
移動させるのにいくつかの異なる方法を利用している。
航空宇宙機は、一般的に航空宇宙機の長さ方向軸線に関
するロケットエンジンの推力軸線のある種の移動によっ
て操縦される。ロケット推進航空宇宙機のこの型式の制
御は普通、推力ベクトル制御と呼ばれている。在来の推
力ベクトル制御装置は、ロケットエンジンの推力軸線を
移動させるのにいくつかの異なる方法を利用している。
１つの在来の推力ベクトル制御装置は、排気ガスを偏向
させ、それによりロケットエンジンの推力軸線を航空宇
宙機の軸線に関して傾けるために、関節式排気ノズルを
利用する。もう１つの在来の推力ベクトル制御装置は、
排気ガスを偏向させ、ロケットエンジンの推力軸線を傾
けるために、排気ノズルの排出部分内に位置決めされる
耐熱性の羽根を使用する。
させ、それによりロケットエンジンの推力軸線を航空宇
宙機の軸線に関して傾けるために、関節式排気ノズルを
利用する。もう１つの在来の推力ベクトル制御装置は、
排気ガスを偏向させ、ロケットエンジンの推力軸線を傾
けるために、排気ノズルの排出部分内に位置決めされる
耐熱性の羽根を使用する。
さらにもう１つの在来の推力ベクトル制御装置は、ロケ
ットエンジン全体を航空宇宙機の軸線に関して傾けるこ
とができるように航空宇宙機に１回転自在に取り付けら
れたロケットエンジンを利用する。この型式の制御装置
は通常、推進にのみ使用される大型の固定ロケットモー
タと、航空宇宙機の外周に配置され、操縦に使用される
数個の小型のジンバル付きロケットエンジンとから成る
形態をとる。
ットエンジン全体を航空宇宙機の軸線に関して傾けるこ
とができるように航空宇宙機に１回転自在に取り付けら
れたロケットエンジンを利用する。この型式の制御装置
は通常、推進にのみ使用される大型の固定ロケットモー
タと、航空宇宙機の外周に配置され、操縦に使用される
数個の小型のジンバル付きロケットエンジンとから成る
形態をとる。
最後に、もう１つの在来の推力ベクトル制御装置では、
ロケットエンジンの推力軸線を、航空宇宙機の軸線に関
して横方向へ変位させる。この型式の推力ベクトル制御
装置のいくつかの例では、トルソン（Ｔｏｌｓｏｎ）の
米国特許第３．２００．５８７号やゴールドバーブ（Ｇ
ｏｌｄｂｅｒｇ）の米国特許第３．３９２．９１８号及
び第３．２５８．９１５号に開示されるように、ロケッ
トエンジンの排気ノズルを横方向へ変位させる制御装置
、ゴールドバーブの文献に開示されるように、ロケット
エンジンのスロートを横方向へ変位させる制御装置、及
びシュナイダー（Ｓｃｈｎｅ １ｄｅｒ）の米国特許第
３．１８８．０２４号に開示されるように、ロケットエ
ンジンの排気通路内に位置決めされる円錐形部材を使用
する制御装置を含む。シュナイダーの文献に記載された
円錐形部材は、リングの内側部分に偏心して取り付けら
れ、リングは、排気通路の側面と円錐形部材との間の空
間を変化させて排気ガスの多くを円錐形部材の一方の側
又は他方の側に強制的に流れさせるように、ロケットエ
ンジンの排気通路内で移動できる。
ロケットエンジンの推力軸線を、航空宇宙機の軸線に関
して横方向へ変位させる。この型式の推力ベクトル制御
装置のいくつかの例では、トルソン（Ｔｏｌｓｏｎ）の
米国特許第３．２００．５８７号やゴールドバーブ（Ｇ
ｏｌｄｂｅｒｇ）の米国特許第３．３９２．９１８号及
び第３．２５８．９１５号に開示されるように、ロケッ
トエンジンの排気ノズルを横方向へ変位させる制御装置
、ゴールドバーブの文献に開示されるように、ロケット
エンジンのスロートを横方向へ変位させる制御装置、及
びシュナイダー（Ｓｃｈｎｅ １ｄｅｒ）の米国特許第
３．１８８．０２４号に開示されるように、ロケットエ
ンジンの排気通路内に位置決めされる円錐形部材を使用
する制御装置を含む。シュナイダーの文献に記載された
円錐形部材は、リングの内側部分に偏心して取り付けら
れ、リングは、排気通路の側面と円錐形部材との間の空
間を変化させて排気ガスの多くを円錐形部材の一方の側
又は他方の側に強制的に流れさせるように、ロケットエ
ンジンの排気通路内で移動できる。
種々の型式の推力ベクトル制御装置の各々はその利点を
有するが、装置の各々はまた、いくつかの欠点を有する
。例えば、排気ガス通路のある形態の干渉にたよる推力
ベクトル制御装置は、排気ガスが燃焼室から出るときに
、ロケットエンジンの効率に悪影響を及ぼす。これは、
真っ直ぐな通路から斜め通路への排気進路の方向変化で
乱流が起こるためである。関節式ノズルを利用する制御
装置は、移動可能なノズルとエンジンのケーシングとの
間に気密シールを必要とする。燃焼室から噴射される侵
食性の燃焼高圧ガスを阻止し、かつノズルを軽量のアク
チュエータによって実用的な偏向角度にわたって依然と
して容易に移動させるような気密シールを設計しようと
すると、がなりの困難が生じた。
有するが、装置の各々はまた、いくつかの欠点を有する
。例えば、排気ガス通路のある形態の干渉にたよる推力
ベクトル制御装置は、排気ガスが燃焼室から出るときに
、ロケットエンジンの効率に悪影響を及ぼす。これは、
真っ直ぐな通路から斜め通路への排気進路の方向変化で
乱流が起こるためである。関節式ノズルを利用する制御
装置は、移動可能なノズルとエンジンのケーシングとの
間に気密シールを必要とする。燃焼室から噴射される侵
食性の燃焼高圧ガスを阻止し、かつノズルを軽量のアク
チュエータによって実用的な偏向角度にわたって依然と
して容易に移動させるような気密シールを設計しようと
すると、がなりの困難が生じた。
最後に、推力軸線の傾斜にたよる制御装置では、十分大
きな制御モーメントを生じさせようとするのであれば、
推力軸線の旋回点を航空宇宙機の重心より十分後方に配
置しなければならない。同様に、推力軸線の横方向変位
にたよる制御装置では、必要な制御モーメントを生じさ
せるために、ロケットエンジンを比較的大きな横方向距
離にわたって移動させなければならない。従って、依然
として推力ベクトル制御装置の改良が要求される。本発
明はこの要求を明らかに満たすものである。
きな制御モーメントを生じさせようとするのであれば、
推力軸線の旋回点を航空宇宙機の重心より十分後方に配
置しなければならない。同様に、推力軸線の横方向変位
にたよる制御装置では、必要な制御モーメントを生じさ
せるために、ロケットエンジンを比較的大きな横方向距
離にわたって移動させなければならない。従って、依然
として推力ベクトル制御装置の改良が要求される。本発
明はこの要求を明らかに満たすものである。
（発明の概要）
本発明は、反動式エンジンによって推進される航空宇宙
機を操縦するための改良推力ベクトル制御装置にある。
機を操縦するための改良推力ベクトル制御装置にある。
端的にかつ一般的に言えば、改良推力ベクトル制御装置
は、ロケットエンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に
関して回転させると同時に横方向へ移動させる。反動エ
ンジンのこの複雑な運動により、反動エンジンを航空宇
宙機の重心に大変近く移動させる十分大きな制御モーメ
ントを引き起こす。
は、ロケットエンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に
関して回転させると同時に横方向へ移動させる。反動エ
ンジンのこの複雑な運動により、反動エンジンを航空宇
宙機の重心に大変近く移動させる十分大きな制御モーメ
ントを引き起こす。
より詳細には、本発明の好ましい実施態様では、ロケッ
トエンジンのような反動式エンジンを回転させ、かつ横
方向へ移動させるためのジンバル装置が第１及び第２の
ヒンジ部材を有する。第１のヒンジ部材の一端は、その
ヒンジ軸線上で航空宇宙機に回転自在に取り付けられ、
一方策２のヒンジ部材のヒンジ端は、そのヒンジ軸線上
で第２のヒンジ部材の他端に回転自在に取り付けられる
。
トエンジンのような反動式エンジンを回転させ、かつ横
方向へ移動させるためのジンバル装置が第１及び第２の
ヒンジ部材を有する。第１のヒンジ部材の一端は、その
ヒンジ軸線上で航空宇宙機に回転自在に取り付けられ、
一方策２のヒンジ部材のヒンジ端は、そのヒンジ軸線上
で第２のヒンジ部材の他端に回転自在に取り付けられる
。
ロケットエンジンは第２のヒンジ部材の非ヒンジ端に強
固に取り付けられている。２つのヒンジ軸線はピラミッ
ドの頂点で交わり、一方のヒンジ軸線がピラミッドの角
を形成し、他方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中
心線を形成する。ジンバル装置の回転により、ロケット
エンジンをピラミッドの中心線から遠ざけ、また推力軸
線がピラミッドの頂点と常に交わるようにエンジンを回
転させる。ロケットエンジンのこの複雑な運動により生
ずる制御モーメントは、ロケットエンジンがピラミッド
の頂点を中心として回転したときに生ずるようなモーメ
ントと同じである。
固に取り付けられている。２つのヒンジ軸線はピラミッ
ドの頂点で交わり、一方のヒンジ軸線がピラミッドの角
を形成し、他方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中
心線を形成する。ジンバル装置の回転により、ロケット
エンジンをピラミッドの中心線から遠ざけ、また推力軸
線がピラミッドの頂点と常に交わるようにエンジンを回
転させる。ロケットエンジンのこの複雑な運動により生
ずる制御モーメントは、ロケットエンジンがピラミッド
の頂点を中心として回転したときに生ずるようなモーメ
ントと同じである。
このジンバル装置の１つの利点は、ロケットエンジンに
側方力を加えることなく、ロケットエンジンを横方向に
変位させることができることである。回転力のみをヒン
ジ軸線を中心とする２つのヒンジ部材に加えて、ロケッ
トエンジンを回転させ、かつ横方向へ移動させる。この
ジンバル装置のもう１つの利点は、相対的な回転量及び
横方向移動量を容易に調節することができることである
。
側方力を加えることなく、ロケットエンジンを横方向に
変位させることができることである。回転力のみをヒン
ジ軸線を中心とする２つのヒンジ部材に加えて、ロケッ
トエンジンを回転させ、かつ横方向へ移動させる。この
ジンバル装置のもう１つの利点は、相対的な回転量及び
横方向移動量を容易に調節することができることである
。
ピラミッドの高さを増大させると、ロケットエンジンの
移動はより大きくなり、回転はより小さくなる。純粋な
移動は、頂点が無限に延びたときに生ずる。逆に、ピラ
ミッドの高さを減すると、ロケットエンジンの回転はよ
り大きくなり、移動はより小さくなる。純粋な回転は、
頂点がピラミッドの基部にあるときに生ずる。
移動はより大きくなり、回転はより小さくなる。純粋な
移動は、頂点が無限に延びたときに生ずる。逆に、ピラ
ミッドの高さを減すると、ロケットエンジンの回転はよ
り大きくなり、移動はより小さくなる。純粋な回転は、
頂点がピラミッドの基部にあるときに生ずる。
前述したことから、本発明がロケット推進航空宇宙機用
の改良推力ベクトル制御装置を提供することが理解され
るであろう。改良制御装置により、制御装置により生ず
る制御モーメントを減することなく、ロケットエンジン
を、従来技術の制御装置よりも航空宇宙機の重心に大変
近く位置決めすることができる。その結果、航空宇宙機
の長さを短縮でき、また十分後方の旋回点にロケットエ
ンジンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を除
去することができる。本発明の他の特徴及び。
の改良推力ベクトル制御装置を提供することが理解され
るであろう。改良制御装置により、制御装置により生ず
る制御モーメントを減することなく、ロケットエンジン
を、従来技術の制御装置よりも航空宇宙機の重心に大変
近く位置決めすることができる。その結果、航空宇宙機
の長さを短縮でき、また十分後方の旋回点にロケットエ
ンジンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を除
去することができる。本発明の他の特徴及び。
利点は、本発明の原理を例示として示す添付図面につい
てなされる、以下の詳細な説明から明らかになるであろ
う。
てなされる、以下の詳細な説明から明らかになるであろ
う。
（実施例）
説明用の図面に示すように、本発明は反動式エンジンに
よって推進される航空宇宙機を操縦するための推力ベク
トル制御装置に実施される。ロケットエンジンのような
反動式エンジンで推進される航空宇宙機は、−船釣に航
空宇宙機の長さ方向軸線に関するロケットエンジンの推
力軸線のある種の移動によって操縦される。ロケット推
進航空宇宙機のこの型式の制御は普通、推力ベクトル制
御と呼ばれている。在来の推力ベクトル制御装置は、ロ
ケットエンジンの推力軸線を移動させるのにいくつかの
異なる方法を利用するが、これらの制御装置は一般的に
、十分大きな制御モーメントを生じさせようとするので
あれば、推力軸線の旋回点を航空宇宙機の重心より十分
後方に配置することが必要である。
よって推進される航空宇宙機を操縦するための推力ベク
トル制御装置に実施される。ロケットエンジンのような
反動式エンジンで推進される航空宇宙機は、−船釣に航
空宇宙機の長さ方向軸線に関するロケットエンジンの推
力軸線のある種の移動によって操縦される。ロケット推
進航空宇宙機のこの型式の制御は普通、推力ベクトル制
御と呼ばれている。在来の推力ベクトル制御装置は、ロ
ケットエンジンの推力軸線を移動させるのにいくつかの
異なる方法を利用するが、これらの制御装置は一般的に
、十分大きな制御モーメントを生じさせようとするので
あれば、推力軸線の旋回点を航空宇宙機の重心より十分
後方に配置することが必要である。
本発明によれば、改良推力ベクトル制御装置が、ロケッ
トエンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に関して回転
させると同時に横方向へ移動させる。
トエンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に関して回転
させると同時に横方向へ移動させる。
反動エンジンのこの複雑な運動により、ロケットエンジ
ンを航空宇宙機の重心に大変近く移動させる十分大きな
制御モーメントを引き起こす。
ンを航空宇宙機の重心に大変近く移動させる十分大きな
制御モーメントを引き起こす。
第１図及び第２図は、長さ方向軸線１４に沿って位置決
めされる重心１２を有する宇宙船■０を示し、重心１２
は、燃料が航空宇宙機によって消費されるにつれて、軸
線１４に沿って長さ方向に移る。宇宙船ＩＯは推力軸線
１８を有するロケットエンジン１６によって推進され、
この推力軸線１８は、操縦入力がないときには、−船釣
に航空宇宙機の軸線１４と整合する。
めされる重心１２を有する宇宙船■０を示し、重心１２
は、燃料が航空宇宙機によって消費されるにつれて、軸
線１４に沿って長さ方向に移る。宇宙船ＩＯは推力軸線
１８を有するロケットエンジン１６によって推進され、
この推力軸線１８は、操縦入力がないときには、−船釣
に航空宇宙機の軸線１４と整合する。
第１図は、従来技術による推力ベクトル制御装置を利用
する宇宙船ＩＯを示す。従来技術の制御装置は、ロケッ
トエンジン１６を、重心１２よりもはるか後方の旋回点
２０を中心として回転させることによって、航空宇宙機
を操縦する。そのようなロケットエンジン１６の回転に
より、推力軸線１８が航空宇宙機の軸線１４から角度θ
１だけ傾くとともに、重心１２を中心とする合成モーメ
ントにより航空宇宙機を旋回させる。エンジンを回転さ
せて推力軸線１８を航空宇宙機の軸線１４と再び整合さ
せるまで、航空宇宙機はその重心を中心として旋回し続
ける。ロケットエンジン１６の回転によって生ずる制御
モーメントは、推力ＸＬ＋ Ｘ ｓｉｎθｌ に等しい。ここに、Ｌ、は、航空宇宙機の重心１２とロ
ケットエンジン１６の旋回点２０との間の長さ方向距離
、ｅｌは、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と推力軸線１
８との間・の角度である。
する宇宙船ＩＯを示す。従来技術の制御装置は、ロケッ
トエンジン１６を、重心１２よりもはるか後方の旋回点
２０を中心として回転させることによって、航空宇宙機
を操縦する。そのようなロケットエンジン１６の回転に
より、推力軸線１８が航空宇宙機の軸線１４から角度θ
１だけ傾くとともに、重心１２を中心とする合成モーメ
ントにより航空宇宙機を旋回させる。エンジンを回転さ
せて推力軸線１８を航空宇宙機の軸線１４と再び整合さ
せるまで、航空宇宙機はその重心を中心として旋回し続
ける。ロケットエンジン１６の回転によって生ずる制御
モーメントは、推力ＸＬ＋ Ｘ ｓｉｎθｌ に等しい。ここに、Ｌ、は、航空宇宙機の重心１２とロ
ケットエンジン１６の旋回点２０との間の長さ方向距離
、ｅｌは、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と推力軸線１
８との間・の角度である。
第２図は、本発明による推力ベクトル制御装置を利用す
る宇宙船１０を示す。本発明の制御装置は、ロケットエ
ンジン１６を回転させると同時に、横方向へ移動させる
ことによって、航空宇宙機を操縦する。ロケットエンジ
ン１６を旋回点２０′を中心として回転させるけれども
、この複雑な運動によって生ずる制御モーメントは、ロ
ケットエンジン１６を、旋回点２０−と比べ重心１２よ
りはるか後方の旋回点２２を中心として回転させた場合
に生ずるモーメントと同じである。その結果、航空宇宙
機の長さを短縮でき、また旋回点２２にロケットエンジ
ンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を除去す
ることができる。ロケットエンジン１６の回転及び横方
向変位によって生ずる制御モーメントは、 推力Ｘ （Ｌ２ Ｘ ｓｉｎθ２＋Ｌ３ Ｘ ｃｏｓｅ
ｚ ）に等しい。ここに、Ｌ２は、航空宇宙機の重心１
２とロケットエンジン１６の旋回点２０′との間の長さ
方向距離、Ｌ３は、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と旋
回点２０′との間の横方向距離、θ２は、航空宇宙機の
長さ方向軸線１４と推力軸線１８との間の角度である。
る宇宙船１０を示す。本発明の制御装置は、ロケットエ
ンジン１６を回転させると同時に、横方向へ移動させる
ことによって、航空宇宙機を操縦する。ロケットエンジ
ン１６を旋回点２０′を中心として回転させるけれども
、この複雑な運動によって生ずる制御モーメントは、ロ
ケットエンジン１６を、旋回点２０−と比べ重心１２よ
りはるか後方の旋回点２２を中心として回転させた場合
に生ずるモーメントと同じである。その結果、航空宇宙
機の長さを短縮でき、また旋回点２２にロケットエンジ
ンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を除去す
ることができる。ロケットエンジン１６の回転及び横方
向変位によって生ずる制御モーメントは、 推力Ｘ （Ｌ２ Ｘ ｓｉｎθ２＋Ｌ３ Ｘ ｃｏｓｅ
ｚ ）に等しい。ここに、Ｌ２は、航空宇宙機の重心１
２とロケットエンジン１６の旋回点２０′との間の長さ
方向距離、Ｌ３は、航空宇宙機の長さ方向軸線１４と旋
回点２０′との間の横方向距離、θ２は、航空宇宙機の
長さ方向軸線１４と推力軸線１８との間の角度である。
この制御モーメントはまた、
推力ＸＬ４ Ｘ ｓｉｎθ２
に等しい。ここに、Ｌ４は、航空宇宙機の重心１２と旋
回点２２との間の長さ方向距離である。
回点２２との間の長さ方向距離である。
第３図乃至第６図は、本発明の好ましい実施態様により
ロケットエンジンを回転させると同時に、横方向へ移動
させるジンバル装置３０の作動原理を概念的に示す。第
３図及び第４図に示すように、ジンバル装置３０は２つ
のヒンジ部材３２．３４を有し、ロケットエンジン１６
はヒンジ部材３４の非ヒンジ端に強固に取り付けられて
いる。ヒンジ部材３２の一端はそのヒンジ軸線３６上で
航空宇宙機に回転自在に取り付けられ、一方ヒンジ部材
３４のヒンジ端は、そのヒンジ軸線３８上でヒンジ部材
３２の他端に回転自在に取り付けられている。ヒンジ軸
線３６．３８は点４０で交わり、かくしてピラミッド４
２を形成する。即ち、点４０をピラミッドの頂点とし、
ヒンジ軸線３６．３８がピラミッド４２の角及びピラミ
ッドの一側面の中心線をそれぞれ形成する。ピラミッド
４２の頂点４０は第２図に示す旋回点２２に対応し、ピ
ラミッド４２の中心線４４は航空宇宙機の長さ方向軸線
１４に対応する。第５図及び第６図に示すように、ジン
バル装置３０の回転により、ロケットエンジン１６をピ
ラミッド４２の中心線４４から遠ざけ、またロケットエ
ンジン１６の推力軸線１８がピラミッド４２の頂点４０
と常に交わるようにエンジンを回転させる。ロケットエ
ンジンのこの複雑な運動により生ずる制御モーメントは
、ロケットエンジンをピラミッド４２の頂点４０を中心
として回転させたときに生ずるようなモーメントと同じ
である。
ロケットエンジンを回転させると同時に、横方向へ移動
させるジンバル装置３０の作動原理を概念的に示す。第
３図及び第４図に示すように、ジンバル装置３０は２つ
のヒンジ部材３２．３４を有し、ロケットエンジン１６
はヒンジ部材３４の非ヒンジ端に強固に取り付けられて
いる。ヒンジ部材３２の一端はそのヒンジ軸線３６上で
航空宇宙機に回転自在に取り付けられ、一方ヒンジ部材
３４のヒンジ端は、そのヒンジ軸線３８上でヒンジ部材
３２の他端に回転自在に取り付けられている。ヒンジ軸
線３６．３８は点４０で交わり、かくしてピラミッド４
２を形成する。即ち、点４０をピラミッドの頂点とし、
ヒンジ軸線３６．３８がピラミッド４２の角及びピラミ
ッドの一側面の中心線をそれぞれ形成する。ピラミッド
４２の頂点４０は第２図に示す旋回点２２に対応し、ピ
ラミッド４２の中心線４４は航空宇宙機の長さ方向軸線
１４に対応する。第５図及び第６図に示すように、ジン
バル装置３０の回転により、ロケットエンジン１６をピ
ラミッド４２の中心線４４から遠ざけ、またロケットエ
ンジン１６の推力軸線１８がピラミッド４２の頂点４０
と常に交わるようにエンジンを回転させる。ロケットエ
ンジンのこの複雑な運動により生ずる制御モーメントは
、ロケットエンジンをピラミッド４２の頂点４０を中心
として回転させたときに生ずるようなモーメントと同じ
である。
第７図は、本発明の別の好ましい実施態様によるジンバ
ル装置３０′の作動原理を概念的に示す。
ル装置３０′の作動原理を概念的に示す。
ジンバル装置３０′は、ヒンジ軸線３６−と同一とされ
るヒンジ軸線３６が、ピラミッド４２の角ではな（、ピ
ラミッド４２の一側面の中心線を形成することを除き、
ジンバル装置３０と同一であ態様によるジンバル装置５
０を示す。ジンノくル装置５０は２つのヒンジ部材５２
．５４を有し、ロケットエンジン１６はヒンジ部材５４
の非ヒンジ端に強固に取り付けられている。ヒンジ部材
５２の一端はそのヒンジ軸線５６上で航空宇宙機１０に
回転自在に取り付けられ、一方ヒンジ部材５４のヒンジ
端は、そのヒンジ軸線５８上でヒンジ部材５２の他端に
回転自在に取り付けられている。
るヒンジ軸線３６が、ピラミッド４２の角ではな（、ピ
ラミッド４２の一側面の中心線を形成することを除き、
ジンバル装置３０と同一であ態様によるジンバル装置５
０を示す。ジンノくル装置５０は２つのヒンジ部材５２
．５４を有し、ロケットエンジン１６はヒンジ部材５４
の非ヒンジ端に強固に取り付けられている。ヒンジ部材
５２の一端はそのヒンジ軸線５６上で航空宇宙機１０に
回転自在に取り付けられ、一方ヒンジ部材５４のヒンジ
端は、そのヒンジ軸線５８上でヒンジ部材５２の他端に
回転自在に取り付けられている。
ヒンジ軸線５６．５８は点６０で交わり、かくしてピラ
ミッド６２を形成する。即ち、点６０をピラミッドの頂
点とし、回転軸線５６．５８がピラミッド６２の角及び
ピラミッドの一側面の中心線をそれぞれ形成する。ピラ
ミッド６２の頂点６０は第２図に示す旋回点２２に対応
し、ピラミッド６２の中心線６４は航空宇宙機１０の長
さ方向軸線１４に対応する。
ミッド６２を形成する。即ち、点６０をピラミッドの頂
点とし、回転軸線５６．５８がピラミッド６２の角及び
ピラミッドの一側面の中心線をそれぞれ形成する。ピラ
ミッド６２の頂点６０は第２図に示す旋回点２２に対応
し、ピラミッド６２の中心線６４は航空宇宙機１０の長
さ方向軸線１４に対応する。
ジンバル装置５０の１つの利点は、ロケットエンジンに
側方力を加えることなく、ロケットエンジン１６を横方
向へ変位させることができることである。回転力のみを
ヒンジ軸線５６．５８を中心とする２つのヒンジ部材５
２．５４に加えて、ロケットエンジンを回転させ、かつ
横方向へ移動させる。このジンバル装置のもう１つの利
点は、相対的な回転量及び横方向移動量を容易に調節す
ることができることである。ピラミッド６２の高さを増
大させると、ロケットエンジン１６の移動はより太き（
なり、回転はより小さくなる。純粋な移動は、頂点６０
が無限に延びたときに生ずる。
側方力を加えることなく、ロケットエンジン１６を横方
向へ変位させることができることである。回転力のみを
ヒンジ軸線５６．５８を中心とする２つのヒンジ部材５
２．５４に加えて、ロケットエンジンを回転させ、かつ
横方向へ移動させる。このジンバル装置のもう１つの利
点は、相対的な回転量及び横方向移動量を容易に調節す
ることができることである。ピラミッド６２の高さを増
大させると、ロケットエンジン１６の移動はより太き（
なり、回転はより小さくなる。純粋な移動は、頂点６０
が無限に延びたときに生ずる。
逆に、ピラミッド６２の高さを減すると、ロケ・ソトエ
ンジン１６の回転はより大きくなり、移動はより小さく
なる。純粋な回転は、頂点がピラミッドの基部にあると
きに生ずる。
ンジン１６の回転はより大きくなり、移動はより小さく
なる。純粋な回転は、頂点がピラミッドの基部にあると
きに生ずる。
前述したことから、本発明がロケット推進航空宇宙機用
の改良推力ベクトル制御装置を提供することが理解され
るであろう。改良制御装置により、制御装置により生ず
る制御モーメントを減することな（、ロケットエンジン
を、従来技術の制御装置よりも航空宇宙機の重心に大変
近く位置決めすることができる。その結果、航空宇宙機
の長さを短縮でき、またはるか後方の旋回点にロケット
エンジンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を
除去することができる。本発明のい（つかの好ましい実
施態様を説明したが、本発明の趣旨及び範囲から逸脱す
ることなく、他の適応及び変形をなし得ることは明らか
である。従って、本発明は、請求の範囲によって制限さ
れる以外は限定されるべきでない。
の改良推力ベクトル制御装置を提供することが理解され
るであろう。改良制御装置により、制御装置により生ず
る制御モーメントを減することな（、ロケットエンジン
を、従来技術の制御装置よりも航空宇宙機の重心に大変
近く位置決めすることができる。その結果、航空宇宙機
の長さを短縮でき、またはるか後方の旋回点にロケット
エンジンを位置決めするのに一般に必要とされる構造を
除去することができる。本発明のい（つかの好ましい実
施態様を説明したが、本発明の趣旨及び範囲から逸脱す
ることなく、他の適応及び変形をなし得ることは明らか
である。従って、本発明は、請求の範囲によって制限さ
れる以外は限定されるべきでない。
第１図は、従来技術による推力ベクトル制御装置を利用
する宇宙船の立面図である。 第２図は、本発明による推力ベクトル制御装置を利用す
る宇宙船の立面図である。 第３図乃至第６図は、本発明の好ましい実施態様による
ジンバル装置の作動原理を概念的に示す。 第７図は、本発明の別の好ましい実施態様によるジンバ
ル装置の作動原理を概念的に示す。 ？ 第→図は、本発明の実施態様によるジンバル装置の正面
図である。 デ 第ｎ図は、本発明の実施態様によるジンバル装置の背面
図である。 １０・・・航空宇宙機、 １２・・・重心、 １６・・・ロケットエンジン、 ３２．３２′、５２ ・ｍｅヒンジ部材（第１のヒンジ部材）、３４．３４′
、５４ ・・・ヒ、ンジ部材（第２のヒンジ部材）、３６．３６
′３８．５４．５８ ・・・ヒンジ軸線、 ４０．６０・・・ピラミッドの頂点、 ４２．６２・・・ピラミッド。 図面の浄Ｓ（内容に変更なし） ＦＩＧ、１ ←−−Ｌ４ 平成 年 月 日 め
する宇宙船の立面図である。 第２図は、本発明による推力ベクトル制御装置を利用す
る宇宙船の立面図である。 第３図乃至第６図は、本発明の好ましい実施態様による
ジンバル装置の作動原理を概念的に示す。 第７図は、本発明の別の好ましい実施態様によるジンバ
ル装置の作動原理を概念的に示す。 ？ 第→図は、本発明の実施態様によるジンバル装置の正面
図である。 デ 第ｎ図は、本発明の実施態様によるジンバル装置の背面
図である。 １０・・・航空宇宙機、 １２・・・重心、 １６・・・ロケットエンジン、 ３２．３２′、５２ ・ｍｅヒンジ部材（第１のヒンジ部材）、３４．３４′
、５４ ・・・ヒ、ンジ部材（第２のヒンジ部材）、３６．３６
′３８．５４．５８ ・・・ヒンジ軸線、 ４０．６０・・・ピラミッドの頂点、 ４２．６２・・・ピラミッド。 図面の浄Ｓ（内容に変更なし） ＦＩＧ、１ ←−−Ｌ４ 平成 年 月 日 め
Claims (10)
- （１）航空宇宙機を操縦するために反動エンジンを航空
宇宙機の軸線に関して回転させると同時に横方向へ移動
させる手段を有することを特徴とする、反動エンジンに
より推進される航空宇宙機用推力ベクトル制御装置。 - （２）前記回転及び移動手段は、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
で航空宇宙機に回転自在に取り付けられた第１のヒンジ
部材と、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
で第１のヒンジ部材に回転自在に取り付けられ、反動エ
ンジンが非ヒンジ端に強固に取り付けられた第２のヒン
ジ部材とを有し、第１及び第２のヒンジ部材のヒンジ軸
線及び航空宇宙機の軸線がピラミッドを形成するように
交わることを特徴とする、請求項（１）に記載の制御装
置。 - （３）反動エンジンの回転及び横方向移動により生ずる
制御モーメントが、反動エンジンをピラミッドの頂点を
中心として回転させたときに生ずるようなモーメントに
ほぼ等しいことを特徴とする、請求項（２）に記載の制
御装置。 - （４）一方のヒンジ軸線がピラミッドの角を形成し、他
方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中心線を形成す
ることを特徴とする、請求項（２）に記載の推力制御装
置。 - （５）ヒンジ軸線の各々がピラミッドの一側面の中心線
を形成することを特徴とする、請求項（２）に記載の推
力制御装置。 - （６）反動エンジンがロケットエンジンであることを特
徴とする、請求項（１）に記載の推力制御装置。 - （７）一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ
軸線上で航空宇宙機に回転自在に取り付けられた第１の
ヒンジ部材と、 一端に配置されたヒンジ軸線を備え、そのヒンジ軸線上
で第１のヒンジ部材に回転自在に取り付けられ、反動エ
ンジンが非ヒンジ端に強固に取り付けられた第２のヒン
ジ部材とを有し、第１及び第２のヒンジ部材のヒンジ軸
線及び航空宇宙機の軸線がピラミッドを形成するように
交わり、制御装置は、ロケットエンジンの推力軸線がピ
ラミッドの頂点と常に交わるように、ロケットエンジン
を、航空宇宙機の長さ方向軸線に関して回転させると同
時に横方向へ移動させ、制御装置により航空宇宙機の重
心を中心として生ずる制御モーメントが、ロケットエン
ジンをピラミッドの頂点を中心として回転させたときに
生ずるようなモーメントにほぼ等しいことを特徴とする
、長さ方向軸線と長さ方向軸線上に配置された重心とを
有し、推力軸線を有するロケットエンジンにより推進さ
れる、航空宇宙機用推力ベクトル制御装置。 - （８）一方のヒンジ軸線がピラミッドの角を形成し、他
方のヒンジ軸線がピラミッドの一側面の中心線を形成す
ることを特徴とする、請求項（７）に記載の推力制御装
置。 - （９）ヒンジ軸線の各々がピラミッドの一側面の中心線
を形成することを特徴とする、請求項（７）に記載の推
力制御装置。 - （１０）反動エンジンを、航空宇宙機の長さ方向軸線に
関して回転させると同時に横方向へ移動させる段階から
成る、反動エンジンにより推進される航空宇宙機の操縦
方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US148563 | 1980-05-09 | ||
| US07/148,563 US4955559A (en) | 1988-01-26 | 1988-01-26 | Thrust vector control system for aerospace vehicles |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01309898A true JPH01309898A (ja) | 1989-12-14 |
Family
ID=22526311
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1017387A Pending JPH01309898A (ja) | 1988-01-26 | 1989-01-26 | 航空宇宙機用推力ベクトル制御装置 |
| JP1995010314U Expired - Lifetime JP2577509Y2 (ja) | 1988-01-26 | 1995-09-29 | 航空宇宙機用推力ベクトル制御装置 |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1995010314U Expired - Lifetime JP2577509Y2 (ja) | 1988-01-26 | 1995-09-29 | 航空宇宙機用推力ベクトル制御装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4955559A (ja) |
| JP (2) | JPH01309898A (ja) |
| CA (1) | CA1322548C (ja) |
| FR (1) | FR2626318B1 (ja) |
| GB (1) | GB2214143B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016524065A (ja) * | 2013-04-23 | 2016-08-12 | エアバス ディフェンス アンド スペース エスエイエス | 方向付け可能なロケットエンジン・システム |
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|---|---|---|---|---|
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| US6102337A (en) * | 1995-12-22 | 2000-08-15 | Hughes Electronics Corporation | Spacecraft attitude control with gimbaled thrusters |
| US5738308A (en) * | 1996-06-24 | 1998-04-14 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ion thruster support and positioning system |
| US6758437B1 (en) * | 1997-02-07 | 2004-07-06 | Mcdonnell Douglas Corporation | Rocket engine nacelle |
| US6032904A (en) * | 1998-02-23 | 2000-03-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Multiple usage thruster mounting configuration |
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| ES2264295B1 (es) * | 2003-05-21 | 2008-05-16 | Advanced Dynamics, S.A. | Sistema dinamico para el gobierno de moviles. |
| US20070012821A1 (en) * | 2004-08-11 | 2007-01-18 | Buehler David B | Launch vehicle crew escape system |
| US20070012820A1 (en) * | 2004-08-11 | 2007-01-18 | David Buehler | Reusable upper stage |
| RU2480384C2 (ru) * | 2010-10-19 | 2013-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ размещения космического аппарата на геостационарной орбите и устройство для его реализации |
| FR2990930B1 (fr) * | 2012-05-25 | 2014-06-27 | Thales Sa | Systeme de propulsion pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite |
| FR3006671B1 (fr) | 2013-06-07 | 2015-05-29 | Thales Sa | Systeme de propulsion en quatre modules pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite |
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| SG11202000591VA (en) | 2017-07-21 | 2020-02-27 | Northrop Grumman Innovation Systems Inc | Spacecraft servicing devices and related assemblies, systems, and methods |
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| US11827386B2 (en) | 2020-05-04 | 2023-11-28 | Northrop Grumman Systems Corporation | Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods |
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| US3064419A (en) * | 1958-07-18 | 1962-11-20 | Rolls Royce | Jet pipe nozzle |
| US3140584A (en) * | 1959-05-07 | 1964-07-14 | Thiokol Chemical Corp | Steering device for rocket-powered vehicles |
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| BE652447A (ja) * | 1963-08-29 | |||
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1988
- 1988-01-26 US US07/148,563 patent/US4955559A/en not_active Expired - Lifetime
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1989
- 1989-01-18 GB GB8901030A patent/GB2214143B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-01-20 CA CA000588752A patent/CA1322548C/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-01-26 FR FR8900956A patent/FR2626318B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-01-26 JP JP1017387A patent/JPH01309898A/ja active Pending
-
1995
- 1995-09-29 JP JP1995010314U patent/JP2577509Y2/ja not_active Expired - Lifetime
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| JPH08578U (ja) | 1996-04-02 |
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| GB2214143B (en) | 1991-07-31 |
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| FR2626318B1 (fr) | 1994-05-20 |
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| CA1322548C (en) | 1993-09-28 |
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