JPH03164698A - 飛翔体の姿勢制御装置 - Google Patents

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。

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１Ｏ図ない
し第１３図にその一例を示す。 第１Ｏ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ｖ４４Ｉ！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Ｗ
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
駆動系の一橋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を飛翔鉢本体側に固定され
る操舵翼軸受５６．５６に嵌挿することによって、飛翔
鉢本体に対して回動可能となっており、前記回動軸５５
には操舵翼駆動りンク５７の一端側が固定しである。 他方、前記可動ノズル５３は、＄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６
１を飛翔鉢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、飛翔鉢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６５．６６において枢着連結しである。 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
、この動力伝達ブロー２り６８はアクチュエータ７１の
ロッド７１ａに連結しである。 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を飛翔鉢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は飛翔鉢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７１ａに連結しである。 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Ｉ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７クチユエータ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ｍ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ＩＮＢＩ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ｇ！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ｕ４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、ｉｌＯ図に
示したようなペイロード部５１ａとロケットモータ部５
１ｂと、制御機構部５１ｃとをそなえた飛翔体５１の制
御機構部５１ｃ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ａ３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であ
る。 他方、前記可動ノズル４には、可動ノズル駆動リンク１
３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、９
ｂが設けであると共に、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（１５
ａ。 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内に臨ませである。この場合、前記可動ノ
ズル用伝動リンク１５（１５ａ。 １５ｂ）の他端側とリンク受溝９ａ、９ｂとは円弧面で
摺接するものとしである。 さらに、前記操舵翼駆動リンク９の一端側には枢支軸２
１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に連結しである。 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Ｒ２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３
３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を介して保持させである。 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ｇｉ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
固定した中空ポルト３６と、この中空ポルト３６の頭部
にねじ込み固定したイグナイタ３８と、中空ポルト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分割可能な割りナツト４０とを
備え、ロケットモータケース３１のインナフランジ３１
ａに形成したポルト挿通孔３１ｂから中空ポルト３６の
おねじ部３６ａを窯出させ、このおねじ部３６ａに前記
割りナツト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３
１と割りナツト４０との間に中空ポルト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、割りナツト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、中空ポルト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３１　ｃ　、　３１
　ｄ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で
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を割りナツ
ト４０から離間させ、皿ばね４２の反発力によって割り
ナツト４０を分割することにより中空ポルト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３２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、割りナツト４０側および中空ポルト３
６側には、他の部分との干渉を避けるためのケース４５
．４６が各々設けである。 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（Ｌ）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
２３ａ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￥１ＩＪ９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７クチユエータ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９９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のうちの他力め可動ノズル用伝動リン
ク１５ｂ、可動ノズル駆動リンク１３１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３
９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１皿ばね４２
が復帰して割りナツト４０が分割されて中空ポルト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、１５
ｂ）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＃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φ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潰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側ｍ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
綱に示す部分斜視説明図、第３図（＆）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図ニー■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因子面方向から
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（＆）
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１Ｏ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)

【特許請求の範囲】
1. （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。